Русский ноль. глава 8. водородная энергетика...

     ГЛАВА VIII

        ВОДОРОДНАЯ ЭНЕРГЕТИКА И
   ЖИЛОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ПОЯС
       ДЛЯ СПАСЕНИЕ ПЛАНЕТЫ

                Per aspera ad astra

   Родину любят не за то, что она велика,
   а за то, что она своя.

                Луций Анней Сенека



       ВСТУПЛЕНИЕ


У всех здравомыслящих людей, включая честных ученых, нет сомнений, что ГП – результат деятельности человечества, в первую очередь бурно развивающейся промышленности, нефтяной энергетики и массовой вырубки лесов. Причем многие ученые, занимающиеся проблемой ГП, предупреждают о том, что в этом процессе возможна точка невозврата, то есть при достижении порогового уровня ГП процесс начинает идти по нарастающей в геометрической прогрессии, температура атмосферы быстро поднимается выше 100 градусов по Цельсию, закипают океаны, и вскоре Земля станет похожей на Венеру. Некоторые ученые говорят о том, что точка невозврата уже пройдена.
На этом фоне весьма странно звучат голоса тех ученых, которые отрицают сам факт ГП, утверждая, что это – лишь временное колебание, что выбросы в атмосферу, обусловленные деятельностью человечества, мизерны по сравнению с выбросами вулканов – и это на фоне сокращения площади ледников Гренландии и горных на 10%-15%; разрушения ледникового панциря Антарктиды; рекордного сокращения площади дрейфующих льдов Арктики к середине сентября 2012 года на 400 000 квадратных километров по сравнению с предыдущим годом, из-за чего Япония даже готовится запустить спутник на полярную орбиту для мониторинга состояния ледовой обстановки для прохода судов и танкеров через Северный Полюс в ближайшем будущем. В таком тонком механизме, как атмосфера Земли, достаточно слабого дополнительного воздействия, чтобы вызвать катастрофические изменения. Ведь звук человеческого голоса способен обрушить снежную лавину, а легкое нажатие на спусковой крючок винтовки вызывает смерть слона. Возникает ощущение, что подобные странные ученые хорошо проплачены нефтяным бизнесом для сохранения статуса кво.
Если точка невозврата еще не пройдена, то выходом является срочный переход к экологически чистой, альтернативной цивилизации, и начинать это надо было вчера. А если пройдена – неужели человечеству грозит неотвратимая гибель? Не обязательно – когда говорят о точке невозврата, имеют в виду развитие процесса под воздействием внутренних сил. При приложении достаточной внешней силы, особенно в ближайшей окрестности точки невозврата, всегда можно перенаправить развитие процесса на альтернативный путь. В данном случае такой внешней силой является водородная энергетика (далее – ВЭ), внедренная в глобальных масштабах. Ведь в силу летучести водорода при его применении, как ни герметизируй стыки,  его до  30% улетучивается в атмосферу. При глобальных масштабах ВЭ это будет гигантский выброс. Этот водород будет подниматься в верхнюю атмосферу, и на высотах в 70-80 км за счет ионизирующих излучений соединяться с кислородом, образуя воду, а следовательно, и высотные облака. Этот облачный слой будет частично поглощать, частично отражать солнечную радиацию в космос, в итоге эффективно охладит атмосферу.

Однако по поводу ВЭ слышно много споров. Если водород получать за счет электроэнергии мазутных, газовых или угольных ТЭС, то охлаждающий эффект от водорода будет нейтрализоваться или подавляться выбросом парниковых газов, да и в сумме это никакая не ВЭ, а лишь использование водорода для аккумулирования энергии. То есть водород надо получать лишь за счет электростанций на возобновляемых энергоресурсах, то есть на приливных, ветро-, гелио- и воднотермальных электростанциях.

Однако ради бытия планеты, поначалу самое главное – запустить ВЭ, раскрутить её маховик, пусть поначалу и не лучшим образом. И тут, как и в случае освоения космоса, которое вряд ли бы состоялось без гонки ракетно-ядерного оружия, сыграет роль военное применение ВЭ. А поскольку мой проект крыла базируется в основном на применении водорода, то, учитывая категорический императив Канта «действуй, имея в виду интересы человечества», я решил широко распространить этот проект. Ведь интересы человечества, пусть и младенческого, выше интересов любой отдельно взятой страны (правда, возможен вариант, когда только эта страна в данный период времени представляет интересы именно человечества, но пока от этого абстрагируемся).

Итак, если этот проект будет широко внедрен в мире, это и определит масштабное развитие ВЭ. А следующим этапом может и должно быть массовое применение парусников, дирижаблей, гражданских и транспортных самолетов, наземного транспорта на водороде в глобальных масштабах – в том смысле, что весь этот транспорт должен иметь фотоэлементные энергоустановки и нарабатывать водород на стоянках и в пути следования. Ведь предложенные трубы с обмоткой волокнами из углеродных нанотрубок (ВУН) позволят удобно и компактно хранить водород.

Надо дополнительно сказать о применении дирижаблей – как транспортного средства и как отправной станции космического лифта. Есть два типа дирижаблей – с легкими газами (водород и гелий) и термические. Но если объединить оба принципа, то можно существенно увеличить их потолок, а значит, и скорость. При этом весьма желательна ядерная силовая установка (ЯСУ). Далее – ведь дирижабли не обязательно делать осесимметричной формы – можно им придавать форму профилированного крыла, что позволит использовать и аэродинамическую подъемную силу, что еще более повысит потолок со скоростью. Такие дирижабли уже не будут уступать по скорости современным широкофюзеляжным самолетам. А что касается космического лифта, то чем выше от поверхности планеты его стартовая станция, тем меньше вес троса или ленты лифта, причем этот вес падает в геометрической прогрессии в зависимости от высоты. Заметим, что первоначально прочность троса или ленты еще не достигнет максимума, это будет в будущем, поэтому снижение веса троса или ленты поначалу – очень важная задача. И поэтому можно предложить в качестве стартовой станции космолифта гелиево-термический профилированный дирижабль, циркулирующий по кругу на высоте десять километров или выше, от которого начинается лифт, и с которым состыковываются дирижабли, доставляющие грузы и пассажиров для подъема.

Предложенная схема ВЭ будет вполне экономически эффективна с учетом её двойного действия – не только энергетика, но и средство управления температурой атмосферы. Ведь противники ВЭ утверждают, что у ВЭ низкий КПД в связи с дороговизной производства водорода. А управляющее воздействие на атмосферу можно осуществлять по следующему механизму: если после мониторинга атмосферы в глобальном масштабе обнаружена необходимость повышения её температуры – в оболочки дирижаблей закачивается вместо водорода гелий и на определенный период сокращаются масштабы применения прочих видов транспорта на водороде. Если установлена необходимость понижения температуры – в оболочки дирижаблей закачивают водород и повышается активность прочих видов транспорта на водороде.

Несомненно, что человечеству и планете не нужны ни глобальные потепления, ни глобальные похолодания, а нужны стабильная атмосфера и климат. А это означает сознательное регулирование в узких пределах, и рычаг указан. Но есть ещё один рычаг. Выше уже говорилось о конструкции жилого космического пояса вокруг Земли. Циолковский сказал, что это будут трубы до четырёх км длиной и 4-5 метров диаметром, разбитые на жилые отсеки с оранжереями снаружи. Домыслить нетрудно – эти трубы состыковываются в решётки, которые постепенно достраиваются, замыкаясь вблизи экваториальной плоскости Земли. Теперь достаточно предусмотреть на трубах створки, которые при полном открытии полностью перекрывают поток солнечного излучения к поверхности Земли – и дело сделано. Ведь именно в зоне экватора происходит максимальный нагрев поверхности. То есть если нужно повышение глобальной температуры атмосферы – створки закрыты, если понижение – створки открыты. Разумеется, створки являются огромной гелиоэлектростанцией и в открытом положении вырабатывают электроэнергию, как, впрочем, и в прикрытом, только меньше. Так как строго в экваториальной плоскости будут находиться космические лифты, то жилой пояс будет состоять из двух полос – северной и южной, разделённых паузой. Высота внутреннего радиационного пояса Земли над Атлантикой – 500 км, на широте Индонезии – 1300 км. Поэтому желательно строить пояс возле экватора на высоте выше 500 км в расчёте на будущие жилые пояса по типу ракушки, то есть под углом к экваториальной плоскости. Правда, это сделает невозможным космические лифты, но это уже решат потомки, что выгоднее. Строительство жилых поясов потребует доставки на орбиты 500 км большого количества грузов, а это очень дорого на ракетах – ведь хотя космолифт и дёшев, но он доставляет грузы на орбиту с высотой 36 000 км. Можно, конечно, доставлять ракетные модули на лифте на высоту 500 км, где они будут стартовать и разгоняться до орбитальной скорости, но это заморочка, и не намного дешевле, чем старт с поверхности. Однако выход есть – он будет описан в самом конце главы.

Мне за 30 лет довелось пройти много людей и организаций со своей идеей, и хотя суть идеи никто не отвергал, но пока никто не понял её значимости. Более того, российское патентное право по наследству от советского, до сих пор требует не просто идеи, схематически оформленной, а действующего изделия, механизма, вещества или техпроцесса. Это заставило меня взяться за расчеты во второй половине 2012 года. Но до этого у меня на базе основной идеи имело место быть чисто ментальное конструирование, которое в данной главе представлено в качестве Пролога. Кое-что, например, вход ВКС в плотные слои атмосферы хвостом вперед, сейчас мне уже представляется нереальным, а кое-что, например, создание маневренных тяжелых самолетов – проблемным, но из песни слова не выкинешь, и для истории я всё оставляю нетронутым.



  I

   ПРОЛОГ
     
Эра нефтяной энергетики на планете близка к завершению, что в перспективе вынудит авиацию перейти с авиационного керосина на другие виды топлив. При этом по техническим и технологическим причинам  весьма проблематично (хотя и очень желательно в будущем) применение в авиации ядерных силовых установок. Остается применение в качестве топлива водорода, метана или природного газа, что очень экологично и перспективно в виду глобального потепления, но при этом возникают проблемы с размещением и хранением их на борту. Ведь в современных самолетах топливо размещают в крыльях, но использование жидкого водорода и сжиженных газов заставляет искать иные решения: во-первых, баки должны иметь примерно вчетверо большие объемы, чем баки с керосином; во-вторых, баки надо надежно теплоизолировать, особенно водородные; в-третьих, в баках надо поддерживать избыточное по отношению к атмосферному давление, особенно для водорода, иначе значительная часть топлива просто выкипит при подъеме на высоту. Весовые и объемные ограничения допускают наличие водорода на борту только в жидкой форме, причем в состоянии постоянного кипения при температуре     -253 градуса по Цельсию. При этом весьма опасно нарушение герметичности: жидкий водород при испарении мгновенно займет весь внутренний объем самолета и при концентрации от 4% до 75% объема воздуха создаст опасность взрыва.

Тем не менее в ХХ веке прогнозы применения водорода в авиации были весьма заманчивы. В конце 70-х годов ХХ века в американском журнале «Авиэйшен уик» была опубликована статья, в которой были изложены следующие расчетные оценки: самолет на жидком водороде будет на 26% легче и на 30% дешевле, а его двигатели будут гораздо более долговечнее и надежнее, чем работающие на керосине.

В конце 50-х годов ХХ века произвел несколько полетов американский дозвуковой бомбардировщик «Канберра» с одним их двигателей, работавщим на жидком водороде. При этом самолет взлетал на керосине и уже в полете на некоторое время переключался на водород.

15 апреля 1988 года в СССР впервые взлетел Ту-155, самолет, внешне не отличающийся от Ту-154, но оснащенным в правой гондоле одним двигателем НК-88 КБ Н. Д. Кузнецова, работающим на водороде. В его фюзеляже размещался топливный комплекс с баком объемом в 20 кубических метров в хвостовом отсеке. Этот отсек отделялся перегородками, между которыми создавалось избыточное давление. Жидкий водород перед подачей в камеры сгорания (далее – КС) газифицировался и подогревался. Топливный и двигательный отсеки оснащались искробезопасным оборудованием. Все другие системы прокладывались в герметичных гаргротах и при этом продувались набегающим воздушным потоком. Всё было сделано очень надежно, продуманно, но технологически сложно. При всём этом Ту-155 мог использовать в качестве топлива и сжиженный природный газ. Испытания были успешны, однако Ту-155 не эксплуатировался, и, очевидно, не только горбачевская разруха этому виной. Нельзя возить пассажиров в самолете, более половины которого занято баком. («Наука и жизнь» № 1, 1989, «Ту летит на водороде», с. 33; http://www.svavia.ru/info/lib/ng0301.htm )

Есть гипотетическая перспектива использования в качестве топлива для самолетов металлического водорода, но она пока целиком в области научно-технической фантастики. Приходится констатировать, что разработки использования в качестве топлива водорода, метана и природного газа пока находятся в тупике. А ведь неплохо было бы выйти из тупика и активизировать эти разработки, так как эра нефтяной энергетики близка к завершению.

К. Э. Циолковский предлагал для повышения переносимости стартовых перегрузок ракет помещать космонавтов в жидкость – то же самое относится и к пилотам маневренных самолетов. По этому вопросу обычно ссылаются на его фантастическую повесть «Вне  Земли», опубликованную в 1918 году, но на самом деле он еще в 1891 году опубликовал эссе с изложением этой идеи в IV томе трудов Отделения Физической Науки Императорского Общества любителей естествознания.

Используя идею Циолковского, в США в 1958 году производились на центрифуге испытания гидрокомбинезона с сухим весом в 326 килограммов. Испытатель, биофизик Грей, подвергался перегрузке в 30 g в течение 30 секунд, при этом было зафиксировано, что он ни в коей мере не терял ни сознания, ни работоспособности. Биофизические расчеты показывают, что при соблюдении всех рекомендаций современной авиационной и космической медицины и при помещении человека в жидкость с плотностью, равной средней плотности конкретного человека и действии перегрузки в направлении грудь-спина (то есть в положении лежа на спине) должна без последствий длительно переноситься перегрузка в 400 g и кратковременно, в течение долей секунды, в 1000 g. Это дает возможность в будущем стартовать пилотируемым космическим кораблям с поверхности безатмосферных планет, например, с Луны, по Жюлю Верну, то есть путем выстрела, что энергетически очень выгодно по сравнению с ракетным стартом.

Однако по непонятной причине идея Циолковского не используется ни в одном истребителе или штурмовике мира. Идут на всякие ухищрения, такие как противоперегрузочные костюмы, кресла пилотов с большими углами наклона спинки, кресла с переменными в зависимости от перегрузки углами наклона спинки. А ведь проблема решается очень просто – не надо даже строить сложные по конструкции и тяжелые гидрокомбинезоны. Достаточно кабину истребителя, после того, как пилот занял кабину, залить водой. Средняя плотность тела человека составляет 1070 килограммов на кубометр, такую же плотность Циолковский предлагал достигать добавлением в воду соли. Заметим, что глаза прекрасно переносят соленую воду, это знают все, кто нырял с открытыми глазами в море. Дело в том, что при перегрузке в 30 g, если глаза будут в воздушной среде (то есть в маске или в комбинезоне с открытым верхом), невозможно будет держать открытыми веки. Те, кто пилотировал самолеты при перегрузке всего лишь в 6-7 g , знают, что веки уже становятся тяжелыми и прикрываются. К тому же при нахождении головы в воздухе в случае гидрокомбинезона с открытым верхом при максимальной перегрузке возникнет огромная нагрузка на шейные позвонки пилота, что может привести к их травме с тяжелыми последствиями для пилота и самолета. Если же пилот будет весь в жидкости, то всё его тело будет в невесомости, и наверняка будут доступны и существенно большие, чем 30 g, перегрузки – вопрос только в конструкции самолета.

Несложно также решить проблему с дыханием пилота. Для этого надо будет применить акваланг с дыхательным мешком. Во-первых, пилоту выдыхать в кабину нельзя – воздушные пузырьки затруднят обзор. Во-вторых, обычный акваланг может запаздывать с реагированием на изменения гидростатического давления в кабине при изменениях перегрузки, что может привести к баротравмам легких пилота. Применение же дыхательного мешка, расположенного на уровне легких пилота, даст синхронное равновесие давлений в мешке и в легких пилота. Это означает, что акты вдоха и выдоха будут зависеть только от действия дыхательных мышц пилота.

В связи с тем, что кабина будет высокопрочной, чтобы выдерживать высокое гидростатическое давление воды, обусловленные большими перегрузками, гарантируется поддержание пониженного, но достаточного для обеспечения жизнедеятельности пилота давления в кабине на любых высотах, что избавляет от необходимости пользоваться чистым кислородом для дыхания пилота в полете – эта необходимость сохраняется лишь для аварийного покидания самолета.

Требуемая высокая прочность позволяет применить бронированную кабину, то есть таким образом кабина будет одновременно выполнять две функции – противодействие высокому гидростатическому давлению у пола кабины при максимальных нормальных перегрузках  и защита пилота от поражения, что очень важно и для истребителя, и для штурмовика. То, что гидростатическое давление при перегрузке максимально в нижней части кабины, и именно там нужна максимальная прочность, совпадает с необходимостью бронирования в первую очередь именно нижней части кабины.

В связи с тем, что посадка требует повышенного внимания пилота и наиболее высокой координации его действий, а также минимальной скорости самолета (что связано с минимизацией его веса), воду перед посадкой можно или сливать  в атмосферу, или использовать на распыление на входах в компрессоры двигателей на заключительном этапе полета, что, понижая расход, экономит топливо.

Концепция современного истребителя в части, касающейся пилотажных боевых качеств, включает следующие требования:

1. Высокая маневренность (обусловленная в первую очередь  высокими эксплуатационной перегрузкой, тяговооружённостью, аэродинамическим качеством и малой нагрузкой на крыло);

2. Снижение статической устойчивости самолетов и управление ими с                помощью соответствующего компьютерного обеспечения (что обеспечивает     более быстрый темп нарастания перегрузки и сброса её при пилотировании,    то есть самолет быстрее реагирует на управляющие воздействия пилота);


3. Адаптивное крыло с компьютерным управлением и оптимизацией в    соответствии с режимом полета.

В настоящее время существует много суперволокон с выдающимися показателями прочности: кевлар и его аналоги до 2,6-4,1 ГПа, кварцевое волокно до 20 ГПа, алмазное волокно несколько выше кварцевого.

Однако при положительных перегрузках верхние полки лонжеронов работают на сжатие, а все вышеперечисленные показатели прочности – на растяжение, и неясно, как заставить нитевидные материалы успешно противодействовать сжимающим усилиям.

Но это вполне возможно и это несложно. Если сделать верхнюю полку лонжерона  (или верхнюю панель кессона крыла) в виде сплошной стальной или титановой трубы (труб), проходящей от концов полукрыльев сквозь фюзеляж самолета с глухой заделкой торцов, и обмотать эту трубу суперволокном с предварительным натяжением и фиксацией этого волокна полиэфирной, эпоксидной или аналогичными смолами, то мы получим высокопрочный резервуар для газа. Закачаем его водородом под высоким, порядка сотен или даже тысяч атмосфер давлением. Давление на торцы трубы будет растягивать трубу, то есть она заранее готова к восприятию сжимающей нагрузки при выполнении самолетом энергичных маневров с положительной перегрузкой. Как и в случае с бронированной кабиной, мы получаем двухфункциональное устройство – трубчатая верхняя полка лонжерона и работает на увеличение прочности давлением газа, и хранит водород или метан. При этом отпадает необходимость в газификации водорода перед подачей его в камеры сгорания.
 
       Здесь добавляется еще  положительный фактор. Газ под высоким давлением – источник  энергии давления, которую можно весьма эффективно использовать. Так как расширение газа обычно производится в турбодетандерах, возникает возможность изготовления оригинального турбореактивного двигателя с вращением турбины не продуктами сгорания топлива, а расширяющимся водородом. Или же вал турбодетандера соединить с валом компрессора, который будет сжимать воздух и закачивать его в освобождающиеся от водорода трубы кессона для восстановления прочности.

Нижняя полка лонжерона (панель кессона) может иметь несколько конструктивных исполнений. Во-первых, это обычные полки, выклеенные из суперволокна. Во-вторых, каждой верхней трубе соответствует внизу трос из суперволокна, который натягивается пневмоцилиндрами, работающими от давления газа в верхней трубе, и таким образом этот трос активно противодействует растягивающим усилиям; а уплотнения пневмоцилиндров, которые в принципе невозможно сделать идеально герметичными, выполнят роль понижающих редукторов. В-третьих, это просто трос (тросы) из суперволокна с применением компенсирующих устройств, устраняющих вытяжку троса в процессе эксплуатации – натяг тросов реализуют механизмы под управлением АСУ самолета перед полетом. В-четвертых, натяжка тросов может производиться пропорционально нормальной перегрузке опорой внутрифюзеляжных грузов (двигатели, отсек с боевой нагрузкой, бак с топливом до его израсходования) на соответствующую рычажную систему.

Из труб и нижних полок формируется кессон, нижняя внутренняя полость которого заполняется авиационным керосином, как обычно. При расходовании газа из верхних труб прочность крыла будет уменьшаться. Для борьбы с этим применимы два способа – подогрев газа в трубе для восстановления его давления или закачка в трубы воздуха при поочередном освобождении труб; возможно одновременное применение этих способов.

Таким образом, на истребителе должно быть как минимум два двигателя: один на авиакеросине, второй на водороде или метане. Целесообразна такая тактика их использования в полете: так как расход газа уменьшает прочность крыла, водородный (метановый) двигатель в полете работает на малом газу, а переводится на полную мощность только в бою.

Возможно и желательно применение дополнительных камер сгорания с соплами: форсажных для повышения разгонных характеристик истребителя, с векторами тяги, параллельными векторам тяги маршевых двигателей, и маневренных, размещенных вблизи центра масс, с векторами тяги, перпендикулярными продольной оси истребителя и направленными вниз. Камеры сгорания могут быть водородно-воздушными, с подачей воздуха от компрессоров маршевых двигателей, и водородно-кислородными, если одну трубу в кессоне крыла заполнить кислородом – разумеется, стенки камер сгорания и сопел также должны быть двойными для охлаждения расширившимся газом. Водородно-кислородные камеры сгорания позволят получать особенно большие приросты тяги и дополнительной подъемной силы, что особенно важно при взлетах с ограниченных по длине ВПП и с палуб авианосцев.

С учетом вышеизложенного, можно набросать схему первого, опытного истребителя с перспективой его доработки по результатам испытаний. Однако надо заметить, что работу надо начинать с доработки обычных истребителей, которая будет заключаться в усилении крыла и горизонтального оперения по предложенной идее или обычным образом, без применения заполненной водой кабины; рассчитывать их надо на перегрузку в 15g, что возможно сделать быстро и получить существенное превосходство над истребителями вероятных противников. Одновременно стоит начинать разработку тяжелых самолетов (то есть военных многоцелевых амфибий, бомбардировщиков, дозаправщиков, ракетоносцев, разведчиков,  целеуказателей и военно-транспортных) с крылом, упрочненным давлением газа, рассчитанных на обычную для маневренных самолетов  перегрузку в 5-9 g, - разумеется, без заполнения кабин водой, с обычными ППК у экипажа. Такие самолеты смогут успешно противостоять истребителям вероятных противников (при условии монопольного производства суперистребителей Россией).

Итак, этот суперистребитель надо рассчитывать на перегрузку в 30 g, чтобы реализовать существенный прорыв в развитии российской авиации  и обеспечить радикальное преимущество российских истребителей. Это будет самолет с фюзеляжем, похожим на фюзеляжи МиГ-29 или Су-27.  Желательна схема с несущим фюзеляжем – для того, чтобы при больших перегрузках на носовой части фюзеляжа не возникало больших инерциальных нагрузок. Между соплами маршевых двигателей сзади размещено сопло форсажной камеры сгорания (КС), воздушно-водородной или водородно-кислородной. Под фюзеляжем вблизи центра тяжести вниз смотрят одно или два сопла маневренных камер сгорания, хотя на опытном варианте от них можно и отказаться ради экономии веса. На этом сходство с МиГ-29 и Су-27 заканчивается. Крыло должно быть прямым, трапециевидным, малого или среднего удлинения с большим наплывом. Это необходимо для того, чтобы трубы кессона были прямыми и сквозными, то есть для обеспечения необходимой прочности при экономии веса. Крыло сверхзвукового самолета вовсе не обязано быть стреловидным или треугольным, это доказывает пример американского сверхзвукового истребителя F-104 “Старфайтер». Все проблемы с волновыми явлениями на транс- и сверхзвуке решаются подбором специального профиля крыла. А оперение может быть и стреловидным. Желательна схема «утка».

Площадь крыла для суперистребителя на 30 g для обеспечения соответствующей располагаемой перегрузки должна быть в 3,5- 4 раза больше, чем площадь крыла обычных истребителей при том же взлетном весе, откуда вытекает увеличение всех линейных размеров крыла в два раза, в том числе и высоты кессона, что весьма положительно скажется на весовых характеристиках крыла. Несомненно, что прогресс суперистребителей будет достигаться за счет увеличения перегрузки, так как пилот сидя сможет переносить до 50g, и до 70-75g полулежа (в воде).

Большой интерес представляет размещение суперистребителя сверху на тяжелых транспортных или, что лучше всего, на самолетах-амфибиях. Это позволяет оперативно рассредоточивать суперистребители, выводя их из-под ударов противника, а также существенно увеличивать их радиус действия, применяя метод дежурства в воздухе в угрожаемый период или в ходе боевых действий. Размещение истребителей на самолетах-амфибиях особенно выгодно, так как водные аэродромы невозможно вывести из строя – а ведь Россия благодаря КБ имени Бериева производит самые большие и совершенные амфибии в мире. А в перспективе – размещение суперистребителей на носителях, рассчитанных на перегрузку в 5-9 g благодаря крыльям, усиленным давлением газа.

Есть еще вариант применения упрочненного крыла – использование кессона из труб, наполненных водородом и кислородом, для многоцелевого воздушно-космического самолета (далее – ВКС). При этом кессон целиком склеивается из обмотанных суперволокном труб, в три-четыре слоя. Для старта применимы два способа: или как предложено выше с тяжелого атмосферного самолета, возможно со сверхзвукового, с максимальной высоты полета с курсом полета на восток для использования вращения Земли, или со специального самолета-разгонщика, подобного тому, который планировали применять в советской системе «Спираль». В обоих случаях необходим и разгонный блок выведения на орбиту. ВКС должен использовать в основном водородно-кислородные КС, хотя надо предусмотреть и резервный водородно-воздушный ТРД для полета в атмосфере. При этом при завершении выхода на орбиту и маневрировании в космосе используется газ  из нижних слоев труб кессона, таким образом при входе в плотные слои атмосферы «плашмя» крыло уже будет обладать повышенной прочностью, что дает возможность входить с большой перегрузкой, то есть быстро гасить скорость. Можно дополнительно тормозить водородно-кислородной КС,  размещенной вблизи центра тяжести перпендикулярно оси ВКС и направленной вниз. Упрочненное крыло позволит ВКС энергично маневрировать при полете в атмосфере при необходимости. Можно предложить еще один способ входа ВКС в атмосферу, который пока не применялся – хвостом вперед, с тягой водородно-кислородных камер сгорания, с применением выдвижного стабилизирующего оперения в носовой части и применением электронных систем устойчивости. Несомненно, при этом удастся сэкономить на весе термозащиты ВКС. Прогресс ВКС возможен применением в качестве топлива и окислителя водорода и фтора – ведь это дает самый высокий энерговыход для химических реакций горения.

В дальней перспективе возможно применение на суперистребителях и ВКС боевых лазеров и ускорителей элементарных частиц, которые пока только разрабатываются. Они требуют очень больших мощностей энергии в импульсе, а, как уже замечалось выше, газ под очень высоким давлением – это огромный запас потенциальной энергии давления. В таком случае необходимы специальные мощные импульсные генераторы в дополнение к бортовым, а газ, расходуемый для получения импульсов мощности, может утилизироваться тремя способами: 1) для разгона в ходе подготовки к выстрелу и в ходе его с последующим энергичным разворотом на обратный курс; 2) для накопления в специальном резервуаре на борту с последующим расходованием в двигателях; 3) выбросом в атмосферу воздуха, который закачивался в трубы для восстановления прочности, а также и водорода при необходимости повторных выстрелов. Разумеется, возможны и разные комбинации этих способов.




II

    ШЕСТОЕ, СЕДЬМОЕ… ПОКОЛЕНИЯ
    ИСТРЕБИТЕЛЕЙ И ГИПЕРЗВУК


Человечество уверенно переступило порог космоса – постоянно работает МКС, планету окружает постоянно растущая группировка спутников, людьми посещалась Луна, космическими аппаратами – Венера и Марс, Вояджеры-1 и -2 достигли границ Солнечной системы. А тем временем остается неосвоенной земная атмосфера с высот 25 км до 100 км. Действительно: у SR-71 практический потолок 25 910 м при 3,4 М; у МиГ-31 20 600 м при 2,35 М; у U-2 практический потолок 21 336 м, динамический – 26 800 м; у М-55 «Геофизика» практический потолок – 21 550 М. Аэростаты поднимаются существенно выше: Феликс Баумгартнер 14.10.2012 года поднялся на 39 045 м и совершил оттуда рекордный прыжок с парашютом, а в Японии беспилотный шар 25.05.2002 года поднимался на 53 000 м. Но аэростаты – это скорее экзотика, а  не освоение атмосферы. То есть приходится констатировать – ситуация с освоением атмосферы сходна с ситуацией освоения океана – освоено пока то, что недалеко от уровня нашего проживания, и впереди много работы по ликвидации этого пробела.

Еще несколько лет назад в материалах открытой печати можно было встретить множество материалов о разработках перспективных средств воздушно-космического нападения, особенно гиперзвуковых, в передовых странах. Однако ныне количество таких публикаций резко сократилось – яркий признак того, что эти разработки выходят на уровень реализации, и статьи исчезают из закладок. А вот интересный и даже смешной пример: статья в «Известиях» от 11 января 2013 г. под названием «В России приостановлены работы над гиперзвуковым самолетом». Автор называет проекты США X-15, X-43, X-45 «заатмосферными», утверждая, что их маневрирование в атмосфере невозможно, говорит о закрытии программ «Клипер», «Север», ГЭЛА Х-90, о том, что нет обоснования необходимости полёта на гиперзвуке, что «Север», «имея радиусы разворота в десятки километров, не смог бы маневрировать» (противоречие во фразе, так как автор говорит именно о маневрировании с соответствующими скорости и высоте радиусами), утверждает, что «перегрузки пилотов становятся смертельными», что даже дико, так как перегрузку создает сам пилот, управляя самолетом так, как считает необходимым, при этом пилот вряд ли считает необходимой свою смерть. Очевидно, соответствующие структуры России хотели внушить миру, что в России по этой теме всё в полном развале, коли даже её освещением занимается такой профан. Однако и в России, и в мире ведутся множество военных разработок по теме гиперзвука (Ком. 1), да и как их не вести, если США в соответствии с концепцией Propt Global Strike (молниеносный глобальный удар) должны в течение часа наносить удары по любой точке планеты, а с помощью МБР в обычном оснащении это делать затруднительно, так как Россия и Китай возражают и будут их сбивать, так как МБР в обычном оснащении никак не отличается локаторами обнаружения от МБР с ядерными боевыми блоками; а коли такие ракеты появятся у США, то им надо противопоставить аналогичные. Но нас интересуют только истребители и ВКС, поэтому далее они и рассматриваются, включая и уже вошедшие в историю.

Сейчас в мире только у США состоит на вооружении истребитель пятого поколения F-22 Raptor. Можно говорить о еще трех истребителях: ПАК ФА России (первый полёт в 2010 г., испытания с марта 2013, закупка установочной партии для ВВС в 2013 г., серийные закупки планируются с 2015 г.); Chengdu J-20 Китай (первый полёт 11.01.2011 г., планируется на вооружение с 2018 г.); Mitsubishi ATD-X Shinshin Япония (испытания на 2014 г., планируется на вооружение в 2018-2020 г.г.).


СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК

ПАК ФА      F-22        J-20     ATD-X
Максимальная взлетная масса 37 000 кг 38 000 кг 36 000 кг         н/д
Боевой радиус         н/д 760-1100 км          н/д        н/д
Дальность без ПТБ с боевой нагрузкой   2 700 км   1 900 км     2 000 км        н/д
Максимальная дальность   5 500 км 3330-5700 км     5 500 км        н/д
Потолок   20 000 м 20 000 м 20 000 м        н/д
Тяга/скорость 31 407 кгс
2100-2600 31 751 кгс
   2 410         н/д
       2 500        н/д
       н/д

У всех истребителей применена технология снижения радиолокационной заметности (данные по http://ru.wikipedia.org/wiki/ПАК). Нельзя не отметить, что японцы на ATD-X применяют технологию самовосстановления управления полетом SRFCC (Self Repairing Flight Control Capability). Бортовой компьютер автоматически определит повреждения и перенастроит систему управления полетом за счет включения исправных резервных систем; кроме того, он определит степень повреждения рулевых поверхностей и крыла и подкорректирует работу целых элементов, чтобы полностью восстановить управляемость истребителя.

         В связи с тем, что по всем истребителям, кроме F-22, пока нет данных (и дело даже не только в секретности, а в том, что они не испытаны), имеет смысл привести дополнительные  данные по F-22 – у прочих должны быть подобные и даже лучше в связи с прогрессом, так как они изготавливаются позднее.

 
Тактико-технические характеристики F-22

• Масса максимальная       - 38 000 кг
• Нормальная взлетная     - 30 206 кг (100% топлива)
• Боевая    - 25 776 кг (52% топлива)
• Нагрузка
o Нормальная     - 1116 кг (6+2 УР)
o Максимальная       - 10 370 кг
o Топливо                - 9 376 кг
o ПТБ                - 7 200 кг
• Нагрузка на крыло
o При максимальной массе    - 487 кг/м2
o При нормальной массе       - 387 кг/м2
o При боевой                - 330 кг/м2
• Процентный состав материалов в конструкции планера:
o Алюминиевые сплавы         - 16%
o Титановые сплавы               - 39%
o Композиты                - 24%

• Двигатель: 2х ТРДДФ Pratt & Whitney F119-PW-100
o Тяга статическая с форсажом       - 15 876 кгс
o Тяговооруженность:
; Макс. взл масса          - 0,83
; Норм. взл. масса        - 1,05
; Боевая (6+2 УР, 52% топлива) – 1,23

  Лётные характеристики:
• Максимальная скорость: 2 100 км/ч (2 М) или 2 600 км/ч (2,42 М) по разным данным
• Максимальная бесфорсажная скорость: 1850 км/ч (1,78 М)
• Крейсерская скорость: 950 км/ч
• Дальность:
o Без ПТБ, боевая                - 1900 км
o Без ПТБ, нормальная          - 2 500 км
o 100% внутри + 2 ПТБ         - 3 330 км
o 100% внутри + 4 ПТБ         - 5 700 км
o На скорости 1,78 М            - 1300 км
o Боевой радиус                - 760-1100 км
• Практический потолок              - 20 000 м
• Максимальная эксплуатационная перегрузка – 9,5 g
• Потребная длина ВПП               - 915 м
• Скорость крена 100 градусов в секунду

ЭПР от 0,0001 до 0,3-0,4 м2 (по данным разных источников)

  Авионика:
• РЛС с АФАР APG-77 с дальностью обнаружения 210 км (270-300 км по другим источникам)

• Станция предупреждения об облучении AN/ALR-94, из 30 датчиков по фюзеляжу для информации о радиолокационной обстановке и применения оружия, дальность действия до 250 миль

• ИК система предупреждения о ракетной атаке AN/AAR 56
     (данные по http://ru/wikipedia.org/Locheed/Boeing_F-22_Raptor)


ШЕСТОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Итак, с обликом истребителя пятого поколения всё более-менее ясно – в качестве образца для подражания имеем F-22 (который некоторые специалисты не относят или не вполне относят к пятому поколению), и истребители других стран если и будут его превосходить, то ненамного, тем более, что надо учесть его модернизацию. Но в мире уже встает вопрос о шестом поколении – в декабре 2012 года США объявили о начале работ по определению облика перспективного самолета (пока неясно, будет ли он многоцелевым, из-за чего есть два варианта названия – F-X и F/A-XX), а документация по облику истребителя шестого поколения должна быть представлена комиссией Пентагона в течение двух лет. Можно также определить сроки поставок его на вооружение – около 2030 года начнется процесс вывода из эксплуатации F-22, то есть поставки должны начаться в конце 2020-х годов. Если же всё пойдет так же тяжело, как с F-22, то с учетом двух-трех переносов и того, что конкуренты США вряд ли смогут наступать им на пятки, это может затянуться до 2035-2040 года. То есть ясно, что седьмым поколением США начнут заниматься не раньше 2050-2055 годов.
Разумеется, в рассуждениях об облике истребителя шестого поколения много очень интересной фантастики, однако имеет смысл не загромождать текст – фантастику не секретят, так как ею друг друга пугают, поэтому любой желающий легко найдет фантастику на тему гиперзвуковых летательных аппаратов в поисковиках. А здесь изложены реальные взгляды с учетом не только американских источников.

1. Максимальная скорость должна быть близка к границе гиперзвука – 5 М, то есть 4,3-4,5 М. Сейчас считается, что ТРДДФ могут обеспечить скорость до 5 М, хотя это и нелегкая инженерная задача, в связи с чем возможно применение двигателей, аналогичных стоявшим на SR-71 P&W J58-P4 с комбинированной турбопрямоточной схемой. Это позволит поднять статический потолок до 35-37 км и даже совершать длительные полёты по пологой горке на динамический потолок до 45-50 км с выключенными на время для экономии топлива двигателями.

2. Высокая экономичность двигателей при тяговооруженности до 1,5, управляемый вектор тяги. Вместе с полётом на горке это позволит получить боевой радиус до 3 000 км. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обязателен, скорее всего на скорости около 2 М.


3. Дальнейшее снижение РЛ-заметности. В связи с этим оружие только во внутренних отсеках.

4. Непременно сверхманевренность и пушка. Вместе с УВТ это даёт победу и в ближнем воздушном бою. Взгляды американцев, что бои между истребителями будут происходить только на дальних и средних дистанциях, ложны (хотя и понятно их желание беречь крайне дорогостоящие машины). В связи с низкой РЛ-заметностью и высокой скоростью сближения противоборствующих истребителей время на прицеливание весьма мало, отсюда велика и вероятность промаха ракетами средней дальности, в итоге весьма велика вероятность ближнего воздушного боя, в котором ракеты ближнего боя при энергичном маневрировании малоэффективны, то есть отказ от пушек необоснован, а напротив, необходимо совершенствование авиапушек.


5. Вооружение останется принципиально то же, то есть ракеты и пушка, лишь с улучшенными по сравнению с современностью показателями. Малогабаритные лазеры и ускорители элементарных частиц боевой мощности появятся еще не скоро. К тому же если лазер и хорошо подходит для поражения малоподвижных целей, то его применение по энергично маневрирующей цели неэффективно – «зайчик» лазерного луча действует не мгновенно, а  должен достаточное время удерживаться в одной точке, особенно при поверхности с высокой отражающей способностью.

6. Истребитель будет пилотируемым, так как искусственный интеллект в принципе невозможен – интеллект человека связан с разумом, интуицией и видением будущего, то есть в конечном итоге с душой как Богом созданной монадой. В этой книге выше уже приводились ссылки на книгу Мельникова «Бураном сожженные», что есть данные объективного контроля – в катастрофических ситуациях летчики и космонавты часто предпринимают правильные и спасительные действия еще до того, как наступили гибельные события. Значит, лучше сосредоточить усилия на создании спецметодик по отбору и обучению пилотов, чем пытаться сотворить разум вместо Бога. Тем не менее, создание экспертных систем, собирающих данные от разнообразных датчиков и их систем и выдающих рекомендации и варианты действий пилоту, облегчая его работу и повышая её эффективность, должно прогрессировать.


7. Прогрессивное БРЭО. Заменители ИЛС на шлеме пилота, «прозрачная кабина» (Ком. 2), позволяющая видеть всю сферу в воздушном бою, интеграция со всеми системами целеуказания и управления – наземными, воздушными, надводными и космическими, для оптимизации боевого применения очень дорогостоящей техники.

8. Самовосстановление истребителя. Выше было сказано о применении японцами на своём ATD-X технологии самовосстановления управления SRFCC, и это на истребителе пятого поколения. Вне всякого сомнения, подобные системы будут применены на всех истребителях шестого поколения. Однако нельзя не заметить, что такие системы по-настоящему можно отладить только при наличии реальных боевых повреждений, то есть они будут отлажены и актуальны лишь на седьмом поколении истребителей. Также будут применены элементы саморемонта конструкции и механизмов с тем же условием отладки по опыту боевых повреждений.


     СЕДЬМОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Выше уже говорилось, что США начнут работать над седьмым поколением истребителей не раньше 2050-2055 годов. Остальные страны, если поднажмут, могут начать эту работу одновременно с ними. Строить прогноз в такое отдаленное будущее трудно, однако несколько общих соображений высказать всё же можно. Так, есть фантастические предположения, что истребители седьмого поколения будут действовать как в атмосфере, так и в космосе. Это вряд ли – выход на орбиту, как и вход в плотные слои, требует скорости более 25 М, что означает сильнейший кинетический нагрев, и пока совсем не ясно, будет ли такой истребитель не просто многоразовым, а постоянно боеготовым в ходе боевых действий, а машины на один или несколько полётов при их астрономических стоимостях вряд ли нужны. Скорость истребителя должна расти, а ТРДДФ эффективны лишь до 5 М, причем с 3 М их эффективность заметно падает, то есть необходим переход на ПВРД, которые могут работать от 2,5-3 М до 5-6 М, при этом нельзя отказываться и от ТРДДФ, так как для запуска ПВРД истребитель надо разогнать до 2,5 М - 3 М – а это возрастание массы истребителя. Еще более высоких значений скорости до 10 М - 12 М позволяют достичь ПВРД со сверхзвуковым горением топлива (ГПВРД), однако они требуют охлаждения и очень сложной организации подачи топлива  (время на образование рабочей смеси не выше 1 мс). Поэтому топливо или должно содержать химически активные и крайне ядовитые добавки, либо применяться водород, который летуч, взрывоопасен и мало плотен. К тому же или ПВРД должен быть двухрежимным, то есть по достижении скорости 5 М энергично, чтобы не упала скорость, трансформироваться в ГПВРД, или надо сразу два типа ПВРД, при этом нельзя забывать и про ТРДДФ. Несомненно, что это неработоспособная конструкция. Положение могла бы спасти ядерная силовая установка (ЯСУ). Но даже если она и будет создана к 2050 году, то будет ли она достаточно легкой и компактной для установки на истребитель? Поначалу вряд ли – это как с эффективной системой саморемонта истребителя шестого поколения, скорее всего, поначалу ЯСУ сгодится только на тяжелые ВКС. Поэтому о скорости полета истребителя седьмого поколения можно сказать однозначно – 5 М - 6 М. Потолок – до 50 км, на горке – до 70 км. Самовосстановление уже будет совершенным, все остальные показатели улучшаются, сверхманевренность и пушка тут уже под вопросом, вооружение возможно в трёх вариантах: 1) традиционные ракеты; 2) боевые лазеры или ускорители (но поначалу они не очень совершенны) и 3) комбинация ракет и лазеров или ускорителей. Напоследок заметим, что применение истребителей седьмого поколения в космосе всё-таки возможно – так как в основе рассуждения лежал вывод о том, что ЯСУ летательных аппаратов к 2050 году будет создана, но тяжелая и некомпактная, то ведь ею можно будет оснащать тяжелые ВКС, которые будут носителями истребителей седьмого поколения для самообороны или других задач. Тогда на орбиту такой истребитель будет выходить на борту ВКС, и при необходимости входить в атмосферу и выполнять поставленные задачи с последующей посадкой на своих аэродромах. Насчет так называемого искусственного интеллекта можно сказать следующее. Да, тут уже возможны будут беспилотники, работающие группами по два- три под управлением пилотируемого истребителя и идущие впереди него. Связь и управление между ними должна быть лазерной, что исключает помехи со стороны противника, которые иначе могли бы привести к срыву выполнения боевой задачи.


   ВОСЬМОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Естественно предположить, что работа над восьмым поколением начнется с 2080 года. Это будет истребитель с совершенной ЯСУ (как вариант – в комбинации с импульсными детонационными двигателями), боевыми лазерами или ускорителями, он будет самостоятельно выходить на орбиту и возвращаться (или достигать скорости до 12 М в атмосферном варианте), его термозащита будет позволять многократные циклы полетов, бортовые компьютеры весьма совершенны, но пилот также будет совершенно необходим – космос же. Вопрос тут будет лишь в рабочем теле для ЯСУ. Если в плотных слоях атмосферы это с неизбежностью будет воздух, то в вакууме рабочее тело можно взять только из бортовых запасов, и таковыми могут быть только водород или гелий, то есть газы с минимальным молекулярным весом, что дает максимальную скорость истечения, а значит, и максимальную эффективность при маневрировании в космосе, при этом достаточно небольшого запаса для торможения при сходе с орбиты, а при достижении плотных слоёв опять можно в качестве рабочего тела использовать воздух.

По импульсным детонационным двигателям работы ведутся как в России в Курчатовском институте ( topwar.ru/22702-strasti-po-giperzvuku/html), так и в США (http://www.testpilot.ru/review/hiper/hiper/html).
Важное преимущество таких двигателей – что они могут работать с нулевой скорости в отличие от ПВРД и ГПВРД, хотя есть сложности с трансформацией сопел для дозвукового, сверхзвукового и гиперзвукового режимов. Рассчитывают на важные преимущества этих двигателей:

1. Высокие экономические показатели – их удельный импульс на 5-10% выше, чем у ЖРД; расход топлива на атмосферном кислороде на 30-50% меньше, чем у ВРД;

2. Простота конструкции, а значит, и высокая надежность. Подача топлива при низком давлении, то есть нет нужды в турбонасосных агрегатах, что снижает вес;


3. Низкие затраты на производство, в четыре раза дешевле обычных;

4. Практически мгновенный выход на рабочий режим и останов, широкие возможности по дросселированию тяги.


ВЫВОД 1. Догонять, слепо следуя за хвостом, то есть по кривой погони – способ не самый лучший, неэкономичный и недостойный звания человека (так догоняют добычу дикие хищники). Да, Россия сейчас отстаёт в области истребителей от США, но догонять лучше по прямой с нацеливанием в точку упреждения, нацелившись на седьмое поколение истребителей и имея запасную цель – восьмое поколение. Это означает, помимо работы над истребителями, - разработку боевых бортовых лазеров и ускорителей, а также авиационно-космических ЯСУ и импульсно-детонационных двигателей.

Для прояснения облика и взглядов на эксплуатацию всех продвинутых поколений истребителей рассмотрим несколько разработок скоростных и высотных аэрокосмических систем из обширного множества в основном не летавших проектов.

-----1. Двигатель SteamJet, который  проектировался при участии российских специалистов фирмой MSE Technology Applications                ( http://www.testpilot.ru/review/hiper//htm ). Он представляет обычный ТРД с инжектором, обеспечивающим  впрыск воды, жидких воздуха или кислорода в канал воздухозаборника (система MIPCC), что повышает эффективность работы компрессора и снижает температуру торможения входящего потока воздуха. Компьютерное моделирование  Иследовательской лаборатории ВВС США AFRL (Air Force Research Laboratory) продемонстрировало работоспособность двигателя SteamJet на скоростях от 0 до 6 М, при этом расход топлива оказался меньше, чем у комбинированной турбопрямоточной СУ (SR-71), а тяговооруженность на уровне ПВРД, что открывает этому двигателю возможность использования для разгонщиков космических аппаратов или атмосферных скоростных самолетов. Двигатель SteamJet планировалось установить на разгонщик частично многоразовой системы Rascal, которая предназначалась для запуска сразу двух военных спутников массой 75-100 кг с ракетными блоками. Разрабатывавшийся компанией Space Launch самолет-разгонщик MPV представлял собой высокоплан с треугольным крылом и двумя килями с абляционной теплозащитой и элементами из титана и стали взлётной массой 36,3 т при длине 27,1 м и размахе крыла 27, 4 м. СУ из четырех ТРДДФ F-100 фирмы Pratt & Whitney со встроенной системой MIPCC обеспечивала тяговооруженность около 2:1. Взлет с обычной полосы, после набора высоты 9 км – разгон до 4 М с выходом на высоту 36 км, после чего выполняется вход в горку и отключаются двигатели. При достижении вершины горки на высоте 58-60 км производится отделение и старт ракетных блоков со спутниками, разгонщик, снизившись, запускает двигатели и садится на место старта.

------2. С 1974 г. в СССР В. М. Мясищевым разрабатывался ВКС М-19 стартовым весом 500 т с перспективой установки ЯСУ, которую так и не сделали. (  ). Он в варианте с ЯСУ должен был выводить на орбиту 30 тонн полезной нагрузки, а также иметь возможность периодически погружаться в атмосферу до высот 50-60 км для выполнения боевых задач и пополнения рабочего тела для ЯСУ (воздух) с последующим возвратом на орбиту. Энергетика ЯСУ должна была обеспечить длительное автономное пребывание и свободное маневрирование в космосе, что, помимо решения боевых задач, позволяло бы осваивать как геостационарную орбиту, так и области удаленного космоса, в том числе Луну и окололунное пространство. На первом этапе прототип ВКС без ЯСУ с использованием водорода и ПВРД должен был использоваться как гиперзвуковой бомбардировщик со скоростью полета 6 М, высотой 30 км и радиусом действия 10 000 км, а также для вывода на орбиту до 40 тонн нагрузки. К сожалению, этот проект не был реализован, но это хороший пример, что такие корабли реальны, к тому же они крайне необходимы для освоения околоземного космоса, заселения его и развертывания в нём промышленности в духе К. Э. Циолковского. А что касается военного аспекта, то именно такой корабль мог бы иметь на борту космоистребители для обороны и прочих боевых задач.

-----3. С 1965 г. в СССР в филиале ОКБ 155 Микояна Г. Е. Лозино-Лозинским разрабатывлась АКС «Спираль», стартовым весом в 115 тонн в составе  гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГСР) «50-50», орбитального самолёта (ОС) «50» и двухступенчатого ракетного ускорителя (buran.ru/htm/spiral.htm , sergib.agava.ru/russia/Mikoyan/spiral_1.htm ). ОС проектировался одноместным в четырех вариантах: дневной фоторазведчик, РЛ-разведчик, перехватчик космических целей и ударный ВКС с ядерной ракетой весом 1800 кг, - на орбиту 130-150 км с наклонениями 45-135 градусов (перехватчик – до 1000 км); вес ОС 8-10 тонн, при этом ОС имел ТРД для маневра в атмосфере, а пилот размещался в спасательной капсуле, позволявшей самостоятельно возвращаться на Землю при повреждении ОС на орбите. ГСР проектировался в двух вариантах: 1) в консервативном с керосином в качестве топлива и 2) в перспективном с жидким водородом. В первом варианте достигалась скорость 4 М и высота 22-24 км, во втором 6 М и 28-30 км. ГСР оснащался четырьмя двигателями с общим воздухозаборником и общим соплом: в первом варианте ТРДФ Р-39-300 Лифшица Г. Л. из ОКБ-300, во втором АЛ-51 ОКБ-165 А. М. Люльки. Особенностью двигателей АЛ-51 было то, что пары водорода вращали турбину, служившую приводом компрессора, но турбина была вынесена из контура камер сгорания, газификатор-испаритель водорода находился на входе в компрессор, эффективно охлаждая воздух на входе; а то, что турбина вынесена из зоны горения, позволяло радикально поднять температуру, что и обеспечивало скорость до 6 М. Эта схема избавляла от необходимости комбинировать ТРД с ПВРД, что экономило вес. Водородный двигатель был уникален, и получил название ракето-турбинного пароводородного двигателя – РТДп. Эта система позволила бы при применении фтора в ракетном ускорителе и ОС выводить на орбиту до 9% и более от стартового веса со стоимостью в 3-3,5 раза меньше, чем у ракет на том же топливе. Также был вариант гиперзвукового разведчика с дальностью на керосине 6 000-7 000 км при 4 М - 4,5 М и на водороде до 12 000 км при 6 М, рассматривался даже вариант гиперзвукового пассажирского самолета; нетрудно представить, что ГСР смог бы стать и дальним высотным гиперзвуковым бомбардировщиком.

Нетрудно сделать вывод, что подобная система сможет быть разгонщиком для многоцелевых космоистребителей седьмого и восьмого поколений и увеличивать радиус действия истребителей шестого поколения. 

-----4. Проект Skylon c двигателями SABRE фирмы Reaction Engines Limited. (science.compulenta.ru/693595/ , ru.wikipedia.org/wiki/Skylon). Беспилотный космоплан стартовым весом 275 тонн, взлетающий и садящийся на обычные полосы и доставляющий на низкую экваториальную орбиту (до 400 км) 12 тонн груза. Фирма заявляет о снижении стоимости подъема на орбиту килограмма груза в 15-50 раз (до $ 500-1000). Двигатели SABRE – сложная комбинация ВРД-ЖРД с четырьмя КС и вспомогательных прямоточных КС, кольцом расположенных вокруг ЖРД; в основные КС подается турбокомпрессором на гелиевом цикле воздух и охладивший его газифицированный водород в режиме ВРД или жидкие водород и кислород в режиме ЖРД. Космоплан взлетает с обычных полос, на скорости 5,5 М и высоте 26 км переходит с режима ВРД на ЖРД, то есть с питания атмосферным воздухом на бортовой жидкий кислород, и выходит на орбиту; после доставки груза и приема груза с орбиты входит в атмосферу и садится на обычную полосу.

12.06.2012 фирма заявила об успешном испытании устройства предварительного охлаждения поступающего в SABRE воздуха – самого «тонкого» и критически важного компонента конструкции. Производство SABRE обещают к 2017 году, причем и в чисто атмосферном варианте.

Ясно, что подобная система также смогла бы выводить на орбиту многоцелевые космоистребители седьмого и восьмого поколений или увеличивать их радиус действия в атмосфере. Более того, двигатели, аналогичные SABRE, могут устанавливаться непосредственно на истребители для достижения скорости до 5,5 М в варианте ВРД для седьмого поколения или, при наличии на борту жидкого кислорода, до 12 М и выше при переходе с ВРД на ЖРД, что соответствует восьмому поколению.

Можно констатировать, что для перспективных истребителей, судя по 1), необходимо наличие на борту запаса воды (о чем пишется в Прологе, имея в виду кабину лётчика, заполненную водой) или сжиженного воздуха (который можно получать на борту в ходе полета начиная с запуска двигателей, занимая им освобождающиеся от топлива ёмкости), а по 2), 3) и 4) необходим запас водорода, причем в двух видах: если до 4,5 М допустим сжатый до высокого в трубах кессона давления газ (при этом энергия давления должна использоваться для вращения турбины, не находящейся в проточной части камер сгорания), то при больше 4,5 М выгодно использовать охлаждающий потенциал жидкого водорода. При этом для упрочнения крыла совсем не обязательно трубы кессона заполнять именно газом под высоким давлением. Учитывая, что жидкости практически не сжимаемы, трубы кессона можно заполнять жидким водородом, предусмотрев баллоны высокого давления с газообразным водородом, соединенные трубками с трубами кессона – газ, передавая давление в трубу кессона, вынудит и жидкий водород работать на упрочнение крыла. Точно так же можно заполнять трубы кессона керосином, а давление в трубах создавать воздухом, возможно от компрессора высокого давления.  Нельзя не отметить малое время пребывания на боевом дежурстве истребителей с жидким водородом в кессонах в связи с его выкипанием, однако эта проблема станет актуальной начиная с седьмого поколения. Эту проблему можно решить, помещая дежурный истребитель в спецбоксы с температурой жидкого водорода, предусмотрев быстрый подогрев кабины и оборудования при тревоге высокочастотными излучениями. Учитывая фантастические стоимости грядущих поколений истребителей, для быстрого вывода их из под ударов и увеличения их боевых радиусов необходимо их базирование, помимо гиперзвуковых разгонщиков, на тяжелых самолетах и гидросамолетах, о чем говорится в Прологе. При этом весьма желательны маневренные тяжелые самолеты на перегрузки 5-9 g, что легко осуществить, применив упрочнение их крыльев по предложенной идее с трубчатыми лонжеронами, наполненными керосином под высоким давлением воздухом от спецбаллонов и компрессора – при большой относительной толщине профиля это будет гораздо эффективнее на трансзвуковых самолетах, чем в случае со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми истребителями.

ВЫВОД 2. Для успешной реализации ВЫВОДА 1. России категорически необходимо реализовать техническую идею крыла, с кессоном из труб, упрочненным высоким давлением водорода или керосина на торцы труб, изложенную в Прологе, с одновременным применением идеи К. Э. Циолковского о помещении пилота в воду для повышения переносимости перегрузок.


III

ИЛЛЮСТРАТИВНЫЙ РАССЧЕТ
(ПРОЕКТ «СТРИЖ»)

Автору множество раз доводилось видеть, как вороны гоняют белых орланов, степных орлов, ястребов, коршунов, соколов, цапель и журавлей, прогоняя их из своих мест обитания, даже если крупные птицы просто пролетают мимо, не покушаясь ни на что. Вороны никогда в одиночку не действуют, минимум – боевая пара. Эти наглые, быстрые и маневренные птицы заходят по очереди сзади и клюют и хватают клювами гордых хищников, не говоря уж о цаплях и журавлях,  и те ничего не могут поделать, так как не успевают уворачиваться, и в итоге в панике бегут. Однако в нашем городе живет много стрижей, и часто можно видеть, как два-три стрижа гоняют ворону. Это момент отмщения за всех обиженных крупных птиц. Тут уже вороны ничего не могут поделать, так как стрижи гораздо быстрее и маневреннее, -  и в панике ретируются. Поэтому хочется назвать этот проект истребителя «Стриж» - самолет достаточно маленький и легкий по современным меркам для истребителя, и, вне всякого сомнения, великолепно будет гонять американских «ворон».

Предупреждаю читателей, что кессон крыла и истребитель схематически рассчитываются на рабочую перегрузку 30 g с коэффициентом запаса прочности 1,5. Это может показаться фантастически большой величиной, но на самом деле это небольшая перегрузка – ведь биофизические расчеты говорят о переносимости человеком, помещенным в жидкость с плотностью, равной средней плотности тела данного индивида, в 50 g сидя, 75 g полулежа, 400 g  лежа и 1000 g кратковременно в течение долей секунды. Однако необходимы пояснения. Что будет, если в силу необходимости по пункту 1) вода из кабины будет израсходована? То есть «Стриж» в силу неспособности пилота без воды переносить 30 g становится инвалидом на 9,5 g? Или если газ или жидкость из верхних труб кессона израсходованы, а восстановление давления закачкой воздуха в силу технической неисправности или боевого повреждения не произошло? Опять те же 9,5 g, несмотря на то, что пилот может вынести тридцатник?

Обратим внимание на статью «За границами возможного» Михаила Симонова, генерального конструктора АО «ОКБ Сухого»    (www.aviapanorama.narod.ru/.../bey.htm ). Он рассказывает, что в ДОСААФ СССР произошло сразу несколько катастроф спортивно-пилотажных самолетов со всеми признаками, что эти борты в предшествующих тренировочных полётах подвергались действию перегрузок выше расчетной предельно допустимой в 12 g. Так как спортсмены до катастроф садились целыми и невредимыми, то из этого вытекало, что вопреки всему человек способен переносить перегрузку выше 12 g без повреждений, потери сознания и без противоперегрузочных костюмов. Поэтому было принято решение построить самолет Cу-26 с учетом переносимости 12 g, но при этом установлен дополнительный «коэффициент незнания» в 1,25 на случай, если будут спортсмены-гиганты и супермены. То есть максимальная эксплуатационная перегрузка была 15 g, а рассчетная – 22,5 g, причем такова же была и отрицательная перегрузка. В итоге Cу-26 пользовался большой популярностью во многих странах.

Нельзя полностью согласиться с Симоновым, что тут дело только в натренированности спортсменов. У спортивных самолетов очень мало время маневров, поэтому, во-первых, кровь не успевала утечь из мозга, а во-вторых, в тканях мозга просто не успевал использоваться кислород. Однако предлагаемый здесь проект также будет весьма быстро совершать маневры, а пилот должен быть в ППК. То есть в будущем рабочие проекты надо также рассчитывать на эксплуатационную перегрузку в 15 g в случаях отсутствия давления в трубах кессона и израсходования воды в кабине.

В своё время немцы были поражены небывалой прочностью FW-190 – он рассчитывался с коэффициентом безопасности аж 1,2, в то время, как предыдущие истребители и машины других германских конструкторов на 1,1. Понятно, что немцы очень педантичны и аккуратны во всём, в том числе и в пилотировании истребителей, и параметры авиационных материалов у них выдерживались строго и точно. Но пора бы и в России всё-таки взять с них пример. К тому же современными истребителями управляет электроника и компьютеры, возможно, что они хотят жить больше, чем русские разгильдяи (автор не хочет сказать, что все русские – разгильдяи, но всё-таки их у нас очень много), поэтому при расчете на 30 g будущих прототипов имеет смысл остановиться хотя бы на коэффициенте безопасности в 1,3, что очень снизит вес планера. Но данный расчет будет выполнен на коэффициент безопасности 1,5.


а) ФОРМУЛА СУЩЕСТВОВАНИЯ

В связи с желательностью размещения истребителя на тяжелых носителях применимы два взлётных веса – нормальный для старта с носителя (17 500 кг) и максимальный для старта с земли (23 500 кг). Так как исходить надо из реальности, то, учитывая, что полезная нагрузка Бе-200 составляет 20 тонн, нормальный вес выбран в 17 500 кг, так как помимо истребителя надо рассчитывать на вес обслуживающих техсостава и оборудования. Поэтому формула существования составлена только на вес 17 500 кг – учитывая, что рост веса до 23 500 обусловлен лишь добавкой веса топлива, который однозначно конкретизируется объемом кессона, и весом вооружения, то все желающие легко могут просчитать изменение формулы.
 
Итак, формула существования для массы 17 500 кг.

1. Фюзеляж и оборудование     -4 130 кг 23,6%
2. Крыло -3 325 кг     19%
3. Оперение - 1 050 кг       6%
4. Кабина -1 750 кг      10%   
5. Силовая установка -2 450 кг      14%
6. Экипаж -   227 кг      1,3%
7. Шасси -   700 кг       4%
8. Топливо -2 975 кг       17%
9. Вооружение -   893 кг       5,1%
       Итого         -17 500 кг       100%

Комментарии к формуле:

1. Учитывая необходимость особо высокой прочности из-за перегрузки 30  g, в конструкции желательно применение 4-х труб вдоль фюзеляжа с обмоткой суперволокном и высоким давлением водорода, как в крыле, и обшивка фюзеляжа из пенометаллов.
2. Так же панели обшивки из пенометаллов.
3. Без комментариев.
4. Вес катапультного кресла К-36ДМ – 122 кг, в кабине 1000 кг воды, 628 кг на остальное оборудование и усиление низа кабины для сопротивления высокому гидростатическому давлению при 30  g вполне приемлемо.
5. Сухой вес РД-33 равен 1050 кг. С учетом прогресса двигателестроения веса в 2 450 кг достаточно для двух ТРДДФ и одного РТДп, тем более что при газообразном водороде в трубах кессона крыла можно просто отбирать воздух для ракетного сопла от компрессоров маршевых двигателей, а энергию давления водорода использовать для привода компрессора, восстанавливающего давление в трубах по израсходовании водорода.
6. Вес пилота, парашюта, акваланга и ВКК-ППК.
7. Масса шасси относительно низка вследствие малых взлетной и посадочной скоростей, что обусловлено большой площадью крыла.
8. Сумма 2 846 кг керосина в кессоне крыла и 147 кг водорода за вычетом 5 кг невырабатываемого остатка керосина и 13 кг водорода (так как водород подается в КС, где давление 68 ат; однако заметим, что этот водород может быть использован при заходе на посадку на пониженных режимах работы воздушно-водородного двигателя).
9. Исходя из веса Р-27ЭА средней дальности 350 кг, четырех Р-73 малой дальности по 105 кг и веса боекомплекта для пушки ГШ-30-1 123 кг.

Общий комментарий. Заметим, что суммирование в формуле существования отчасти условно. Так, вес воды в кабине отнесен к весу кабины, но она, будучи распылена на входе в компрессоры двигателей, повышает их тягу и эффективность, и может быть отнесена к весу топлива. Водород в крыле отнесен к топливу, но, работая на повышение прочности крыла, может быть отнесен и к весу крыла; кроме того, высокое давление водорода также дает энергию, эквивалентную определенному количеству сгоревшего керосина . Общий вес топлива на борту – 2 993 кг, но, учитывая теплоту сгорания водорода, эти 2 993 общих килограмма эквивалентны 3 270 кг керосина (заглядывая в будущее, надо заметить, что охлаждающая способность жидкого водорода тоже эквивалентна керосину, энергия которого была бы потрачена на его сжижение). Таким образом, для самолетов подобной конструкции надо вводить синергетический показатель эффективности для сравнения степени совершенства разных моделей подобных самолетов между собой и разных классов самолетов. Однако для этого должны появиться реальные прототипы.


б) ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Для иллюстративного расчета выбран симметричный профиль с относительной толщиной 6% NACA-0006 (именно NACA!) вследствие очень хороших характеристик на закритических углах атаки (так как отклоняемый носок крыла не предусматривается по причинам, которые будут изложены ниже) и высокого максимального аэродинамического качества 22,9 при угле атаки в 4 градуса.

Координаты профиля:
X          I 0 I 0,0125   I 0,025     I 0,05       I 0,075     I 0,1         I 0,15       I
Yв=Yн I 0 I 0,00947 I 0,01307 I 0,01777 I 0,02100 I 0,02341 I 0,02673 I
X          I 0,2         I 0,25     I 0,3     I 0,4         I 0,5         I 0,6        I   0,7       I
Yв=Yн I 0,02869 I 0,02971 I 0,030 I 0,02902 I 0,02674 I0,02282 I 0,01832 I

X          I 0,8        I 0,9         I 0,95       I 1
Yв=Yн I0,01312 I 0,00724 I 0,00403 I 0,00063

Аэродинамические характеристики профиля:
 ; в градусах            Cy           Cx            Cm
-2 -0,150   0,007   -0,0365
 0   0   0,0054    0
 2   0,150   0,007    0,0365
 4   0,320   0,014    0,0780
 6   0,470   0,021    0,114
 8   0,610   0,038    0,148
10   0,720   0,070    0,190
12   0,810   0,140    0,234
14   0,850   0,200    0,270
16   0,880   0,250    0,290
18   0,870   0,295    0,312
20   0,850   0,330    0,325
22   0,835   0,360    0,332
24   0,830   0,396    0,342
26   0,825   -    0,347
28   0,822   -    0,352
30   0,818   -    0,357


в) МАКСИМАЛЬНАЯ ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА

Данные для расчета:

• Ny экспл max = 30 g     - Максимальная эксплуатационная перегрузка
• ;макс = 14о              - Максимально допустимый угол атаки
• Cy 14 = 0,850         - Соответствующий коэффициент подъемной силы
• ;0 = 0,125 кг ; с2/м4 – Массовая плотность воздуха у земли
• V = 255,225 м/с  - Скорость полета, 0,75 М
• S = 152 м2      - Площадь крыла (Рис 1, Лист 1)

Аэродинамические характеристики профиля заданы в поточной системе координат, а для расчета прочности необходима связанная система координат, переход выполняется по соответствующим формулам. Однако при углах атаки до 14 градусов применимо существенное упрощение:

Cx a = Cx + Cy ; ;  (; в радианах)

Cy a = Cy

В соответствии с классической формулой аэродинамики подъемная сила составит Y=526 003,89 кг, что по отношению к установленной массе в 17 500 кг даёт максимальную эксплуатационную перегрузку 30 g.

Комментарий: Для предотвращения сваливания при пилотировании устанавливается запас от максимально допустимого угла атаки до критического в два-пять градусов. В данном случае этот запас выбран в два градуса в связи с пологим ходом графика коэффициента подъемной силы после достижения критического угла атаки, равного шестнадцати градусам.

Допущение. В связи с интегральной компоновкой, несущим фюзеляжем и участием ГО в создании подъемной силы считаем, что они полностью компенсируют то, что средняя часть крыла скрыта в фюзеляже. На самом деле, аэродинамическое качество самолета при интегральной компоновке может быть весьма велико даже при стреловидном крыле, что показывает пример Су-27 с максимальным качеством 13. Таким образом, аэродинамическую нагрузку воспринимают консоли ( Рис 1, Лист 1).

г) Расчетная нагрузка на консоль

Данные для расчета:
• S конс = 58,6 м2     - Площадь консоли крыла
• f = 1,5                - Коэффициент запаса прочности

Допущение: В связи с применением специфической законцовки крыла (Рис. 9, Лист 7), формулу Прандтля для учета влияния концов крыла на коэффициент подъемной силы не применяем.

Yконс экспл =202 787,187 кг
Yконс расч=304 181 кг

д) Выбор материалов, параметров и условий

1. Волокно из углеродных нанотрубок. В 2010 году в Южно-Калифорнийском университете США была продемонстрирована прочность углеродных нанотрубок в 98,9 ГПа. С учетом того, что теоретическая их прочность 130-140 ГПа, но прочность волокна будет в любом случае ниже, особенно в начале промышленного производства, примем для расчета прочность 50 ГПа. (При этом остается оперативный простор для прогресса предлагаемой конструкции кессона за счет повышения прочности волокна).

2. Материал для труб кессона. Сталь 30ХН2МФА при закалке на 850 градусов и отпуске на воздухе при 200 градусах дает ;в=1 710 МПа=1,71 ГПа. У углеродистых сталей при максимальном наклепе (обжим 96-98 %) достигается прочность 3,9 ГПа. Рекордные значения прочности стали 4,86 ГПа, но в виде проволоки. Титановые сплавы дают показатели: ВТ 18 и  ВТ-20 950-1150 МПа, ВТ 8 1050-1250 МПа, ВТ 14 1100-1250 МПа. В принципе для труб кессона применимы оба материала, но, учитывая, что у титановых сплавов очень высокая переносимость усталости, а у стали средняя; что титан не страдает в агрессивных средах, а сталь страдает, то титан предпочтительнее. Поэтому для расчета возьмем максимальную прочность ВТ 14 (это оправдано тем, что для изготовления кессона всегда можно выбрать самые прочные образцы труб. При том предел прочности ВТ19 достигает 1,8 ГПа, но неэтично рассчитывать на рекордные параметры). Итак, ;в=1,25 ГПа. Предупреждение: для титана и его сплавов характерна водородная хрупкость, поэтому необходимо исследовать, не будет ли при высоком давлении в трубах происходить растворение водорода в титане, и если да, то применить защитное покрытие внутри труб.

3. Рабочее давление водорода в трубах кессона. Водород сжимается пропорционально повышению давления до 600 ат, потом линейность нарушается. Так, при 2 700 ат он сжат в 1 000 раз по сравнению с первоначальным объемом, а при 5 000 ат – в 1 163 раза. Поэтому, как ни соблазнительно иметь очень прочное крыло, целесообразно применить давление до 1 000 ат, так как иначе при расходовании небольшого количества водорода будет очень быстро падать давление в трубах. Поэтому для расчета примем рабочее давление 800 кг/см2, при этом водород сжат в 750 раз по сравнению с первоначальным объемом. Впрочем, наверняка в будущем для достижения особо высокой прочности крыла при росте эксплуатационных перегрузок выше 30 g будут применяться и давления в тысячи атмосфер. Выше уже говорилось, что при гиперзвуке  целесообразно трубы наполнять жидким водородом, а высокое давление поддерживать дополнительным баллоном с водородом. Однако при расходовании давление быстро упадет, а с ним и прочность крыла, а восстанавливать давление подачей воздуха крайне опасно, отделять же на борту азот от кислорода воздуха сложно. Поэтому в случае с жидким водородом целесообразно в верхних трубах кессона хранить керосин – на него безопасно давить воздухом, а жидкий водород хранить в рядах труб, расположенных  ниже в крыле – кстати, при этом верхний ряд труб с керосином выступит хорошим теплоизолятором.

4. Условие обмотки труб волокном из углеродных нанотрубок. В соответствии с формулой Лапласа для оболочек под давлением в приложении к цилиндру меридиональные, то есть параллельные оси трубы напряжения в два раза меньше окружных. Поэтому волокно надо наматывать под углом 27 градусов к оси трубы, так как катет этого угла равен 0,5 - и две части напряжения в волокне потратятся на окружные напряжения, а одна часть – на меридиональные. Но тогда длина волокна по отношению к расчету только по окружным напряжениям, как и толщина намотанного слоя, возрастут в 1/cos 27о, что составляет 1,122
 
е) Расчет толщины стенки трубы кессона и толщины
         слоя волокна из углеродных нанотрубок

Расчет по выводу из формулы Лапласа для цилиндра:

;окр=PR/t, где
• ;окр  - окружное напряжение,
• P     - давление,
• R     - характерный радиус, т.е. радиус до t/2. 
• t      - толщина стенки
•
Данные для расчета. Данные даны выше, в пунктах 1-4. Дополнительные данные:
• Rу=4,95 см     - характерный радиус слоя из волокна,
• Rт=4,75 см     - характерный радиус титановой трубы
Таким образом, толщина слоя из волокна на углеродных нанотрубках составит 0, 077 см=0,77 мм. Но с учетом коэффициента 1,122 получим 0,94 мм. Примем 1 мм.

Толщина стенки титановой трубы составит 0,298 см. Примем 3 мм.
 
Таким образом, имеем двойной запас прочности у трубы с обмоткой, что верно для высокого давления в 800 ат. При этом заметим, что торцы труб кессона лучше всего оформлять как полусферы, а, учитывая, что меридиональные напряжения в два раза меньше окружных, полусферический торец также имеет двойной запас прочности. Однако это еще не всё. С одной стороны, трубы надо увязывать в единую конструкцию кессона, с другой стороны, цилиндры с высоким давлением упрочняют кольцами. Поэтому с некоторым периодом надо наклеить на трубы дюралюминиевые кольца сечения 5 на 10 миллиметров на подкладку из тонкого слоя проклеенного волокна из углеродных нанотрубок, расположив кольца в шахматном порядке, и свинтить или сварить трубы в единый кессон, а сверху и снизу привинтить панели обшивки из пенометаллов. Стоит ожидать, что кольца с подмоткой волокном ещё повысят запас прочности труб не менее, чем на 0,5. Итого в сумме запас прочности около 2,5, что очень важно для боевой машины. Смысл дополнительной подмотки волокна под кольца в том, чтобы избежать процарапывания или передавливания слоя основной обмотки – при  тонком слое в 1 мм это было бы крайне опасно для прочности конструкции.


ж) Расчет масс кессона, керосина внутри него и водорода
внутри труб кессона

Допущение. Одна из целей рассчета - сравнить массу кессона с трубами, содержащими водород под высоким давлением, с массой классического кессона из дюралюминия при равных расчетных перегрузках. Поэтому, исходя из предположения, что толщина вертикальных стенок одинакова в обоих случаях, их масса не рассматривается.

• Геометрические параметры кессона (Рис. 8, Лист 6). Кессон вписан в крыло прямолинейными образующими, верхние образующие в каждом сечении параллельны нижним. На трубы консолей смонтированы дюралюминиевые кольца сечением 5 на 10 мм с шагом 0,5 м по 272 на консоль. Число труб – 16 шт., диаметром по 100 мм. Поскольку нет конкретных конструкций механизмов разгрузки нижней панели натяжением для компенсации растяжения от подъемной силы, то есть нельзя говорить о весовом выигрыше, нижняя панель работает классически пассивно и представляет собой дюралюминиевый лист толщиной 1,5 мм как основу с наклеиванием 0,5 мм ВУН с продольной ориентацией.   
o L=20
o L консоли=8м
o Внутренняя ширина кессона – 1 675 мм (100 мм по 16 плюс 5 мм по 15). Имея в виду три продольные внутренние стенки через 4 трубы толщиной 2 мм, для определения объема под керосин имеем 1 669 мм.
o Высота у хорды B1 – 334 мм. За вычетом диаметра трубы и округленной до 2 мм толщины нижней полки плюс 1 мм запаса имеем верхнее основание трапеции в 231 мм.
o Высота у хорды B2 – 405 мм. На тех же резонах, что и выше, имеем нижнее основание в 302 мм.
o R трубы – 5 см, R внешний титанового фрагмента – 4,9 см, R внутренний – 4,6 см. Отсюда площади двух колец – из ВУН 3,11  см2 и из титана 8,95 см2, а также внутреннего круга 66,48 см2 для рассчета объема и массы водорода и силы давления водорода на торцы.
o Объем нижней части кессона консоли – 3,558 м3, обеих-7,116 м3
o Объем титана – 286 400 см3
o Объем обмотки труб ВУН – 99 520 см3
o Объем волокна из УН нижней панели – 71 690 см3
o Объем водорода – 2 127 360 см3
o Объем дюралюминия колец – 4 488 см3
o Объем дюралюминия нижней панели – 50 250 см3
• Определение сухих масс кессона и консоли, масс керосина при нормальном взлетном весе и максимальном, массы водорода общей и приходящейся на одну консоль.
Дополнительные данные для расчета
1. ;тит сплава=4,32 г/ см3
2. ;водорода=0,0000899 г/см3 = 0,0899 кг/ м3
3. ;вун=1,45 г/ см3
4. ;дюраля=2,65 г/ см3
5. ;кер Т-8В=800кг/ м3
6. Теплота сгорания H2=120,9 МДж/кг
7. Теплота сгорания топлива Т-8В=40,8 МДж/кг
o Сухой вес кессона. Титан труб – 1 237,248 кг; ВУН труб – 144,304 кг; ВУН нижн. пан – 23,7 кг; дюралюминий нижн. пан. – 124, 388 кг; дюралюминий колец – 23,786 кг. Итого – 1 553,6 кг
o Сухой вес консоли. В пропорции 8/20 от массы кессона – 621,44 кг
o Масса авиатоплива Т-8В норм. – 2,846 т, макс – 5,693 т
o Масса керосина в консоли – 1,423 т
o Плотность водорода составит 67, 425 кг/ м3, отсюда масса водорода – 147,4 кг.
o Масса водорода в консоли в пропорции 8/20 – 58,96 кг
o Полная масса консоли – 2 103,4 кг
o Общий вес топлива норм. – 2,993 т
o Общий вес топлива макс. – 5,840 т

Заметим, что по соотношению теплоты сгорания керосина и водорода,147,4 кг водорода равны 425 кг керосина. Также надо заметить, что в массе кессона надо было учесть заделку торцов труб, но выше говорилось, что торцы надо оформлять полусферами, а так как полусфера легче, чем цилиндр длиной в радиус и с плоской заделкой, то этот фактор автоматически учтен.

з) Расчет полок кессона на прочность


Аналитико-графическим методом получаем расчетные значения перерезывающей силы консоли – 202 787 кг, и классического суммарного изгибающего момента 733 348 кг;м. Однако в предлагаемой конструкции есть противодействующий момент от давления водорода на торцы труб. Определим его:

Данные для расчета:
• Исходя из высоты кессона в сечении B2=405 мм, сечения трубы в 100 мм и того, что точкой приложения силы давления газа является центр круга, плечо равно 355 мм=0,355 м
• Исходя из давления водорода 800 кг/см2, площади внутреннего круга трубы 66,48 см2 и числа труб 16 сила давления будет равна 850 944 кг.
Отсюда разгружающий момент равен 302 085 кг;м
Интегральный изгибающий момент крыла М;=461 263 кг;м

Определим напряжение в трубах кессона с учетом только площади сечения титановых труб, на плече от нижней образующей до центра круга, то есть 0,355 м. Сила сжатия 1 299 332 кг. Суммарная площадь сечений труб – 143,2 см2. Получаем напряжение 0,890 ГПа, при том, что прочность задана в 1,250 ГПа, то есть прочность верхней полки кессона гарантируется даже без учета прочности слоя из ВУН.

Определим напряжение в нижней полке кессона. Тут плечо будет 0,405 м. Сила растяжения 1 138 921 кг. При площади ВУН 8,375 см2 получаем напряжение 13,340  ГПа при заданном значении 50 ГПа, что говорит о том, что слой 0,5 мм ВУН чрезмерно прочен, но делать его тоньше нецелесообразно по технологическим причинам. При этом есть еще и прочность дюралюминиевого листа. Однако в таких запасах прочности есть смысл. Они позволят маневрировать с перегрузкой в 30 g также и варианту «Стрижа» с максимальной взлетной массой 23 500 кг. В отдаленном будущем, по мере прогресса в прочности материалов и пенометаллов, а также технологий, рабочую перегрузку можно повышать, не увеличивая площади крыла при той же массе, а применяя отклоняемый носок и синхронно с ним отклоняемые вниз на равные углы элероны и закрылки в соответствием с концепцией адаптивного крыла, а вес конструкции уменьшить за счет понижения коэффициента безопасности до 1,3, как уже говорилось выше.

Обратим внимание, что в крыле еще много места под топливные баки, которые можно применять при перегоне «Стрижа» на большие расстояния, то есть когда топливо заливается взамен массы вооружения. При этом, учитывая малую скорость взлета, можно заправлять до массы больше 23 500 кг. Это предпочтительнее, чем ПТБ, применяемые на F-22 при перегонке.

Рассчитаем кессон на сопротивление перерезывающей силе. Для трубчатого лонжерона применима формула:

D;tст  = 0,7 Q;f/;прц , где диаметр труб D – 10 см;
       толщина стенки t – 0,3 см;
      перерезывающая сила Q – 202 787 кг;
      коэффициент безопасности f – 1,5;
      ;прц – предел пропорциональности касательный

Для титанового сплава ВТ14 ;прц = 840 МПа = 8 563 кг/см2 (по минимуму). Определим величину касательного напряжения в трубах кессона с учетом их количества, то есть левую часть формулы умножим на 16:

; = 4 583 кг/см2

Полученное значение касательного напряжения существенно ниже предельного, то есть консоли крыла выдержат перерезывающую силу с запасом и даже пока без учета прочности вертикальных стенок кессона.

Расчет кессона на кручение не выполняется в связи с неопределенностью конструкции панелей обшивки.
   

и) Расчет массы равнопрочного кессона из
    дюралюминия

Допущение. Высота кессона по корню консоли – 405 мм. Допустим, что плечо действия момента равно 390 мм=0, 39 м.

Данные для расчета:

• М; = 461 263 кг;м
• ;дюр = 2,65 кг/ см3
• ;вр дюр = 4 587,1 кг/ см2

Площади сечений полок кессона – по 261, 8 см2, отсюда высота полок по 15,39 мм, объем полки 607,905 см3, а масса двух полок – 3 221,9 кг. А масса кессона из труб с водородом – 1 153,6 кг, то есть в два с лишним раза меньше. Вспомним, что трубный кессон к тому же имеет значительный запас прочности по давлению. Правда, возможно возражение – реально высота полки кессона должна уменьшаться к концу консоли, то есть кессон из дюралюминия будет легче, чем указано здесь. На это можно возразить, что нет нужды делать стенки труб толщиной в 3 мм, достаточно взять всего лишь 1 мм, а необходимую прочность получить за счет дополнительной намотки ВУН, что будет гораздо легче, и лишь на конце трубы выполнить конус, гарантирующий прочность торцов труб (см. Рис. 11, Лист 8 и Ком. 3); к тому же нижний лист-основу слоя из ВУН также можно сделать утончающимся от 1,5 мм у корня консоли до 0,5 мм у законцовки. То есть приведенное выше сопоставление вполне корректно, и вывод однозначен – кессон из труб с высоким давлением водорода существенно прочнее классического кессона при равном весе и существенно легче при равной прочности. К тому же надо учесть, что в реальной конструкции крыла трубы будут укладываться по обводу профиля, что добавит прочности за счет увеличения плеча разгружающего момента от давления водорода. И есть еще один путь повысить прочность – это применение овальных труб. То есть прочность возрастет за счет дальнейшего увеличения плеча разгружающего момента (Рис. 13, Лист 8),  а значит, при той же массе такой кессон будет шире и прочнее, чем предложенный здесь иллюстративный.


   к) Трансформация профиля в соответствии
    с числом М полета

Со времени преодоления звукового барьера в сознании авиационной общественности укоренилось мнение, что для полета на сверхзвуковой скорости необходимо стреловидное крыло или его модификация – треугольное. Однако это не вполне верное мнение. На самом деле стреловидные крылья нужны или для безболезненного преодоления звукового барьера, то есть набора скорости более 1,2 М, или для крейсерского полета на трансзвуковых скоростях, то есть в диапазоне от 0,8 М до 1,2 М. И, как показывает опыт эксплуатации культового истребителя F-104 «Старфайтер», имевшего прямое крыло с остроносым профилем, на скоростях от 1,2 М до 2 М стреловидное крыло не важно, а выше 2 М, как будет сказано ниже, несущественно. Более того, в современную эпоху, при высоких значениях тяговооруженности, позволяющих очень быстро набирать скорость выше 1,2 М, и электронных системах управления, легко парирующих временное ухудшение балансировки при волновом кризисе, стреловидные крылья уже не столь важны. Заметим, однако, что крыло с остроносым профилем отвратительно работает на дозвуке, благодаря чему незадачливый F-104 во многом и «прославился», заработав прозвища «вдоводел» и «алюминиевый гроб». Так отчего бы не менять, не трансформировать профиль крыла в соответствии с конкретным скоростным режимом?! По крайней мере, угол стреловидности крыла в полете изменять научились уже давно.

Обратим внимание на прилагаемый Рис. 4, Лист 3. Он демонстрирует, что если в консоли «Стрижа» переднюю кромку выполнить в виде конической трубы, диаметром 62 мм на конце, где хорда профиля 6 200 мм, и 84,5 мм у корня, где хорда 8 450 мм, на которую опираются подпружиненные верхний и нижний передние листы обшивки, то при перемещении трубы назад на соответствующее расстояния 38,75 мм на конце крыла и 52,81 мм у корня консоли верхний и нижний листы обшивки смыкаются, образуя остроносый профиль. Привод трубы лучше всего выполнять пневматическим для быстродействия с целью минимизации воздействия скоростного напора в ходе трансформации, необходимо также предусмотреть замки, фиксирующие листы обшивки в обоих положениях. Именно из-за этой механики в пункте б) указано, что отклоняемый носок не предусматривается (так как приходится выбирать: трансформация профиля в остроносый или отклоняемый носок), - хотя он вполне применим в принципе при прогрессе в материалах и механике – при условии совмещения трансформации профиля с отклонением носка. Попутно заметим, что коническая труба может использоваться для подачи горячего воздуха с целью борьбы с обледенением.

В свете вышеизложенного очень полезна и интересна конкурсная работа Агеева Н. Д., максимально возможные реквизиты которой представлены в списке примененной литературы в конце главы как п. 2. (надо заметить, что тут произошло то же, что происходит со статьями по гиперзвуку – работа исчезла из закладок. Хорошо еще, что я консервативен, то есть предпочитаю работать не за монитором, а с распечатками текста, поэтому сам текст работы сохранился, однако придется прибегнуть с обширному цитированию, за что приношу извинения). Итак:

Агеев Н. Д.

   Влияние радиуса закругления носовой части профиля крыла
     на его лобовое сопротивление в сверхзвуковом диапазоне
скоростей


Введение

При составлении инженерных методик оценок аэродинамических характеристик летательного аппарата возникла необходимость определить влияние радиуса закругления носка профиля на его коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки. Известные РДК и атласы содержат данные по различным профилям, что не позволяет выделить влияние данного параметра…

В данной работе представлено решение задачи об обтекании профилей с затупленным и заостренным носками сверхзвуковым потоком вязкого газа…

  Постановка задачи

Рассматривается стационарное обтекание профиля сверхзвуковым потоком вязкого теплопроводного газа. В качестве исходного взят набор точек профиля СР-7С-9 (9%).

Условия трубные (Т-112):
- число Маха М = 1,2…2,1
- Число Рейнольдса Re = 4 500 000
- степень турбулентности e = 0,4 %...

С целью изучения острого профиля была проведена модификация носовой части исходного профиля с сохранением производной в контрольной точке на 30% хорды…

    Решение задачи

…Для расчета из всего заданного диапазона скоростей были выбраны числа М = 1,2; 1,5; 1,8; 2,1…

При решении данной задачи использовалась модель турбулентности SST…

Все расчеты проводились на базе ФГУП ЦАГИ, в классе распределенных вычислений.


   Интерпретация результатов

…На трансзвуковых скоростях затупленный исходный профиль имеет некоторое преимущество по сопротивлению перед заостренным. При скорости, соответствующей числу Маха 1,2 это преимущество составляет порядка 5%, как в случае вычислительного, так и в случае трубного эксперимента. Однако с увеличением числа Маха это преимущество исчезает, сопротивление заостренного профиля начинает резко падать, в то время как сопротивление исходного остается практически постоянным. При скорости, соответствующей числу Маха 2,1, сопротивление исходного профиля почти в 2 раза выше сопротивления заостренного. Таким образом, при заострении передней кромки на числах Маха порядка 2 появляется значительный выигрыш в коэффициенте лобового сопротивления. Особо отмечу то, что относительная толщина, положение точки максимальной толщины, кривизна, толщина задней кромки не изменялись, таким образом, единственным изменяемым параметром был радиус закругления носика. (см.  Рис. 7, Лист 5 – П.В.)

Выводы

Таким образом, основные сугубо практические выводы таковы:

• При обтекании профиля потоком газа с малой сверхзвуковой скоростью (М~1) с точки зрения лобового сопротивления предпочтительно использование затупленного профиля.
• При обтекании профиля потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью (М~2) с точки зрения лобового сопротивления предпочтительно использование заостренного профиля.
• Сверхзвуковой поток крайне чувствителен к малым нарушениям гладкости функции, описывающей поверхность – вплоть до 3 порядка.

…Таким образом, при создании и модернизации маневренных самолетов правильный учет влияния радиуса закругления носовой части профиля крыла на аэродинамические характеристики может привести к повышению летно-технических (несомненно, Агеев имел в виду «тактических» - П.В.) характеристик самолета. В силу возникновения существенной нелинейности в области передней кромки эта задача требует аккуратного исследования, как вычислительными методами, так и экспериментальными (трубным и летным экспериментом). Понимание качественной стороны данного явления и тщательный учет количественных факторов может обеспечить дальнейшее совершенствование аэродинамических компоновок сверхзвуковых маневренных самолетов. (конец цитаты).

Исходя из вышеизложенного, можно говорить о следующей методике трансформации профиля, для рассмотрения которой обозначим три диапазона скорости.

1. До начала волнового кризиса, то есть до 0,8 М. Профиль с закругленным носком.
2. Трансзвуковой полет на 0,8 – 1,2 М. Нежелательный режим из-за развития волнового кризиса. Возможен только для накопления энергии в предвидении маневренного воздушного боя для последующих форсированных маневров. Профиль с закругленным носком.
3. Полет на более чем 1,2 М. Учитывая изложенное Агеевым Н. Д., целесообразен разгон до 2 М или более, так как именно с 2 М начинает максимально проявляться преимущество остроносого профиля, и именно скорость около 2 М должна быть скоростью крейсерского сверхзвукового бесфорсажного полета. Трансформация профиля в остроносый должна происходить на скорости не более 0,8 М с целью сглаживания волнового кризиса с дальнейшим энергичным разгоном на максимальном форсаже.
4. Вход на высокой сверхзвуковой скорости в воздушный бой с форсированными маневрами на перегрузке 26 g с максимальной тягой, в итоге быстрая потеря скорости, которая становится установившейся на 0,8 g и ниже благодаря росту максимального аэродинамического качества. Автоматическая, не требующая отвлечения внимания пилота, трансформация профиля из остроносого в профиль с закругленным носком на 1,2 М.

Именно с позиций п. 3 производится качественное сравнение вероятных зависимостей максимального аэродинамического качества и коэффициента лобового сопротивления «Стрижа» с типичными аналогичными зависимостями прямого крыла большого удлинения и стреловидного (Рис.5 и 6, Лист 4), то есть при 0,8 М профили «Стрижа» трансформируется в остроносый. Максимальное качество «Стрижа» до 0,8 М меньше, чем у прямого крыла большого удлинения именно за счет малого удлинения, а при больших числах М выше, чем у стреловидного в связи с тем, что несущие свойства прямых крыльев выше, а коэффициент лобового сопротивления остроносого профиля низок.

Что касается коэффициента лобового сопротивления, то до 0,5 М у «Стрижа» он несколько выше, чем у прямого крыла из-за влияния концов крыла при малом удлинении, но ниже, чем у стреловидного. Начиная с 0,5 М он занимает промежуточное положение между прямым и стреловидным крыльями.


л) Скорости взлета и посадки

Скорости взлета и посадки вычисляются в соответствии с классической формулой аэродинамики из условия равенства взлетной и посадочной масс и подъемной силы. В связи с большой площадью крыла, определяющей малые значения скоростей взлета и посадки и в связи с необходимостью экономии массы (имеется в виду отказ от сложной механики), рассматривается применение не закрылков Фаулера, а простых закрылков и зависающих элеронов. Это определяет коэффициенты прироста подъемной силы на посадке при отклонении закрылков на 45 градусов 0,8 и Cy пос  = 1.19; и на взлете при отклонении на 20 градусов 0,4 и Cy пос = 1,53 (Cy = 0,85 при максимально допустимом угле атаки 14 градусов).  Исходя из необходимости готовности к бою даже при заходе на посадку, определен остаток вооружения в две ракеты типа Р-73 (210 кг) и 25 кг снарядов для пушки, 10%-ый остаток керосина и 47 кг водорода (что также обеспечивает уход на второй круг). С учетом расхода 1 000 кг воды из кабины получаем посадочную массу 13 179 кг.
 
Для взлетной массы 17 500 кг Vотр = 141,6 км/ч
При посадке с закрылками на 45 градусов Vпос з = 108,4 км/ч
При посадке без закрылков V пос бз  = 145 км/ч

Попутно заметим, что для массы 23 500 кг  скорость отрыва 164,2 км в час, а при немедленной посадке из-за неисправности или при отмене вылета с выпущенными закрылками – 144 км в час.


    м) Тяговооруженность в ближнем воздушном бою

Стандартные условия для расчета воздушного боя истребителя: остаток 50 % топлива, 4 ракеты ближнего боя с ИК ГСН, боекомплект пушки при отсутствии ПТБ; высота боя от 3 до 10 км, скорость 0,8 М – 0,85 М. В рассчитываемом варианте «Стрижа» принимается, что одна ракета средней дальности и одна ракета ближнего боя потрачены на выполнение боевой задачи, то есть масса при вступлении в бой с тремя ракетами типа Р-73 составит 15 622 кг. Тяга модификации РД-33 РД-133 на максимальном форсаже 9300 кгс, что дает основания, рассчитывая на прогресс, для рассчета взять значение тяги 10 500 кгс. С двумя двигателями с применением эмпирического коэффициента 0,785, учитывающего потери во входных и выходных устройствах и отбор мощности на привод агрегатов двигателя и работу систем самолета, получим тягу 16 485 кгс, что обеспечивает тяговооруженность 1,06. Однако есть еще запас тяги от третьего двигателя, работающего на водороде.

В статье «Жидкий водород» (http://ru/wicipedia.org/wiki/Жидкий_водород) в Википедии приводятся данные американского проекта JANAF по термодинамическим данным использования водорода в качестве ракетного топлива с разными окислителями. Приведем данные в части, нас касающейся, то есть с кислородом воздуха: давление в КС – 68 кг/см2 (заметим, что это относительно малое давление – у керосино-кислородного ЖРД 1-й ступени «Сатурна-5» давление в КС было около 250 ат, а у шаттловсого SSME – 207 ат); расширение сопла 40/1; скорость истечения у земли 3 997 м/c, в вакууме – 4 485 м/c. Интерполируя, получим данные для нашего рассчета (Wc): 1) на высоте 3 км Wc = 4 100 м/с, на высоте 5 км Wc  = 4 200 м/с, на высоте 10 км Wc = 4300 м/с. Возьмем выходной диаметр сопла в 1 м, тогда его площадь на срезе fср = 0,7854 м2. Для полного сгорания 1 кг водорода надо 8 кг кислорода, или 34,6 кг воздуха, что вместе с килограммом водорода составит mсек = 35,6 кг. Давление атмосферы (ph) на 3 км – 0,71 кг/см2, на 5 км – 0,55 кг/см2, и на 10 км – 0, 27 кг/см2. При вычислении применим тот же эмпирический коэффициент 0,785 для учета неопределенностей и влияния входных устройств. Возьмем два режима работы: с расходом 1 кг водорода в секунду, что дает 134 секунды работы двигателя(с учетом невырабатываемого остатка водорода в 13 кг), или 2 мин 14 сек, и с расходом 0,5 кг в секунду, что дает 4 мин 28 сек. Для рассчета применена формула:

                P = mсек;Wc + fср(p0 – ph), где p0 – давление у земли.

Получаем значения прироста тяги для расхода водорода 1 кг/с:

              1. Ph0-1 = 11 686 кгс
2. Ph3-1 = 11 870 кгc
3. Ph5-1 = 12 267 кгc
4. Ph10-1 = 12 712 кгc

Получаем значения прироста тяги для расхода водорода 0,5 кг/c:

1. Ph0-0,5 = 5 843 кгс
2. Ph3-0,5 = 6 025 кгс
3. Ph5-0,5 = 6 272 кгс
4. Ph10-05 =  6 589 кгс
5.
Тяговооруженности для расхода водорода 1 кг/c

1. 0 км  -  1,8
2. 3 км   – 1,815
3. 5 км   – 1,84
4. 10 км -  1,87

Тяговооруженности для расхода водорода 0, 5 кг/c

1. 0 км   -  1,43
2. 3  км   - 1,44
3. 5 км   -  1,46
4. 10 км -  1,48

Комментарии:

1. В связи с малой нагрузкой на крыло 102,8 кг/м2 и высокой тяговооруженностью применение УВТ непринципиально, так как необходимо на закритических углах атаки для сохранения управляемости, а у «Стрижа» с его очень высокими рабочими перегрузками такие режимы нецелесообразны и маловероятны, а в случае грубейших ошибок в технике пилотирования обеспечен очень быстрый набор скорости. Отказ от УВТ является фактором экономии веса и стоимости.

2. Согласно http://www/airwar.ru/enc/engines/rd33.html , расход воздуха РД-33 в режимах максимального форсажа, минимального форсажа и максимальном без форсажа одинаков и равен 104 кг/c, а степень повышения давления в компрессоре достигает 21. Так как расход воздуха на максимале водородного сопла равен 34,6 кг/с, то отбор по 17,3 кг/c из-за компрессоров маршевых двигателей проблемы не представляет. Однако перспективные двигатели надо спроектировать с запасом по расходу воздуха, чтобы отбор не уменьшал их максимальной тяги и экономичности. Однако, даже если предположить, что степень повышения давления у них достигнет 26-27, этого будет мало для подачи воздуха в КС с рабочим давлением 68 ат. Именно тут пригодится турбокомпрессор с приводом от водорода высокого давления из труб кессона. А на перспективу, учитывая, как было сказано выше, что давление в КС ракетных двигателей доходило до 250 ат, можно предусмотреть чрезвычайный тяговый режим с подачей в КС водорода и заблаговременно заправленного в несколько труб кислорода напрямую под близким к последнему названному давлением, что даст большой прирост тяги, одновременно с распылением на входе в маршевые двигатели воды, - а чтобы не расходовать воду из кабины и не лишать пилота возможности переносимости высоких перегрузок, а также последующего разгона скорости со входом в высотную горку, предусмотреть некоторый запас воды вне кабины. Или же этот режим может быть обеспечен подачей из труб воздуха, который закачивался по мере израсходования водорода для восстановления прочности, а также сжиженного воздуха на входы компрессоров, запас которого начинает вырабатываться сразу после запуска маршевых двигателей «Стрижа» на земле или перед отцепкой от носителя. И как предел прироста тяги, совместно с вышеперечисленными мероприятиями, можно в одной или нескольких трубах содержать фтор и сжигать водород в сопле во фторе.


н) Некоторые маневренные характеристики

Допущение. Учитывая, что у стреловидного Су-27 максимальное аэродинамическое качество равно 13, допустим, что у «Стрижа» с прямым крылом оно будет равно 14.

Горка 30о.
R = V2/g(ny – cos ;) (R – радиус траектории ввода в горку)
Сравним МиГ-29 со «Стрижом». Для МиГ-29 максимально допустимая перегрузка – 9 g, для «Стрижа» - 30 g. Параметры атмосферы - стандартные у земли, скорость 0,75 М = 255,225 м/c .

                МиГ-29                «Стриж»
R = 816,4 м R = 227,9 м
 L = 427 м (1/12 окружности) L = 119,3 м
t   = 1,67 c t  = 0,47 с

Вираж.

Согласно maxpark.com/…/607750 , угловая скорость установившегося виража у МиГ-29 достигает 22,8 о/с, у F-16 – 21,5 о/с. Определим угловые скорости установившегося виража для «Стрижа» на 0 км, 3 км и 5 км.

Rвир. = V2/g[корень кв. из(ny2-1)]

Максимально возможная перегрузка установившегося виража определяется формулой ny max = Kmax ; µmax. Максимальное качество задано допущением 14, максимальные тяговооруженности известны из предыдущего пункта: для высот в  0 км, 3км, и 5 км соответственно 1,8, 1,815 и 1,84. Отсюда, приняв величину скоростного напора за константу:

Высота/ny пред 0 км / 25,2 3 км / 25,4 5 км / 26,2
Радиус виража 264 м 354 м 430,5 м
Скорость 255,225 м/с 296,4 м/с 329,3 м/с
Время виража 6,5 с 7,5 с 8,2 с
Угловая скорость 55,4 о/c 48 о/c 43,9 o/c
 
Видно, что при заданных начальных условиях для получения потребной перегрузки, а следовательно, и подъемной силы, начиная с 5 км «Стриж» выходит на сверхзвуковой режим полета, что означает интенсивное падение аэродинамического качества и, как следствие, уменьшение угловой скорости установившегося виража. Однако особый интерес представляет верхняя граница ближнего воздушного боя по высоте. Считается, что устойчивый визуальный контакт с противником возможен на дальности не более 3,5 км, отсюда радиус разворота не должен превышать 1 800 м без потери скорости. Это подтверждается опытом Вьетнама и Ближнего Востока, где преобладающее количество боёв велось на высотах от предельно малых до  9 500 м. Итак, возьмем высоту 12 000 м, при этом тяговооруженность «Стрижа» будет 1,89, а скорость 506 м/с или 1,7 М. Максимальное качество составит 9,5, тогда перегрузка будет 18 g, радиус разворота 1 460 м, а угловая скорость 18,1 градуса в секунду. Таким образом, показано, что «Стриж» способен вести ближний воздушный бой на сверхзвуковой скорости на высотах до 12,5 км. И это без спецмероприятий по повышению тяги, изложенных в конце пункта м).

Однако нельзя забывать о форсированных маневрах, когда «Стриж» входит в маневр со скоростью 3-4 М и использует максимальную эксплуатационную перегрузку около 30 g, в процессе боя на форсированных маневрах теряя скорость и выходя на дозвуковую, на которой реализует максимальное аэродинамическое качество и установившиеся режимы с высокими значениями перегрузки. Для пилота это будет вполне удобно – просто пилотируя «Стриж» с перегрузками до 22,6 g и на максимальной тяге, он автоматически выходит на режим, при котором скорость прекращает уменьшаться и устанавливается. При этом должен быть предусмотрен автоматический режим трансформации профиля из остроносого в профиль с закругленным носком при падении скорости ниже 1,2 М, и применяться все способы повышения тяги, изложенные в конце пункта м) для использования максимальной эксплуатационной перегрузки 30 g, что обеспечивает максимально возможные характеристики маневренности.


о) Продолжительность и дальность полета

Согласно http://s19.postimage.org/p61ok5kbl/ae_149.jpg , удельный расход РД-33 на крейсерском режиме (11 000 м, 0,8 М) равен 0,96 кг/кгс.ч. Допустим с расчетом на прогресс, что он будет 0,9 кг/кгс.ч. В пункте л) посадочная масса определена в 13 179 кг, отсюда средняя масса за полет равна 15 339,5 кг. Исходя из максимального качества 14 и Cy = 0,13 определяется Cx = 0,009. Согласно классической формуле аэродинамики средняя скорость равна 762 км/ч, а по той же формуле из условия равенства потребной тяги сопротивлению определим тягу 975,6 кгс. Отсюда по расходуемому керосину (за вычетом 10%-го остатка) в 2 556 кг получаем продолжительность полета 2,9 часа и дальность 2 220 км. Однако вспомним, что легкий вариант «Стрижа» базируется на тяжелом носителе. Допустим, что «Стриж» доставляется в направлении угрозы на 1 000-1 500 км от места базирования, при этом нет затраты топлива на взлет и набор высоты, режим снижения с высоты 12 000 км при выходе на аэродром посадки и заходе на посадку  связан с пониженным расходом топлива, а запас воды и и водорода позволяют уходить от места воздушного боя с набором скорости до 5 М горкой или несколькими горками до 45-50 км с выключением на время двигателей и последующим их запуском (помимо экономии топлива, такой скоростной и высотный режим сильно понижают вероятность поражения «Стрижа»). Если считать, что после отцепки на дистанции 1 500 км «Стриж» проходит до места боя еще 500 км, то его боевой радиус даже в облегченном варианте равен около 2 000 км, что близко к заявленному числу 3 000 км в рассуждении о шестом поколении истребителей, а тяговооруженность даже выше заявленного числа. Боевого радиуса в 3 000 км достигнет вариант «Стрижа» со взлетным весом 23 500 кг, а с учетом того, что его можно базировать на самолете типа Ил-76МФ, то радиус может быть еще и выше. Заметим, что с учетом очень большой площади крыла и его внутреннего объема, взлетный вес за счет топлива может быть и существенно выше, чем 23 500 кг  при взлете с бетонных ВПП (имеется в виду, что «Стриж» может эксплуатироваться и с грунтовых ВПП).


п) Финальное описание «Стрижа»
шестого поколения

Примерный облик «Стрижа» представлен на (Рис. 9, Лист 7). Это низкоплан с передним и задним горизонтальным оперением, двухкилевой, с двумя подфюзеляжными гребнями (для повышения путевой устойчивости) и с законцовками крыла, отклоненными вниз от горизонтальной плоскости на 30о – для уменьшения чрезмерной поперечной устойчивости на сверхзвуковых скоростях. Одновременно законцовки за счет большого угла отклонения вниз также работают на повышение путевой устойчивости, и может быть предусмотрено отклонение их вниз на 90о при необходимости. На законцовках размещены рулевые поверхности, работающие совместно с элеронами. Закрылки разбиты на две секции – внутренние и внешние. Внешние секции в полете также работают вместе с элеронами. Сопоставляя угловую скорость крена  F-22 в 100 о/c и максимальную перегрузку «Стрижа» в 30 g, нельзя не сделать вывод о том, что угловая скорость крена у «Стрижа» должна быть существенно выше, чем у F-22 адекватно его максимальной перегрузке, что и обеспечивается большим количеством рулевых поверхностей по крену. Одновременно это обеспечивает управляемость на высотной горке «Стрижа» без привлечения или с минимальным привлечением рулевых реактивных двигателей. То же самое можно сказать и о наличии переднего и заднего ГО, при этом внутренние секции закрылков могут в полете работать совместно с ГО как органы продольной управляемости. Одновременно весь этот комплекс рулевых поверхностей должен применяться для резервирования при самовосстановлении управляемости при боевых повреждениях – соответствующее программное обеспечение не составит проблемы. Разумеется, элероны и рулевые поверхности законцовок должны быть зависающими и помогать закрылкам при посадке «Стрижа».

Воздухозаборники двух маршевых ТРДДФ расположены выше крыла далеко от передней кромки, что исключает попадание туда посторонних предметов и пыли и позволяет экспуатировать «Стрижа» даже с грунтовых аэродромов с малой длиной ВПП (что обусловлено малой взлетной скоростью и высокой тяговооруженностью), что, наряду с базированием на тяжелых носителях в условиях американской концепции «Молниеносного глобального удара» и высокой стоимости «Стрижей» крайне важно для быстрой смены места базирования и ухода из-под удара. Расположение воздухозаборников в зоне за носовым и крыльевым скачками уплотнения на сверхзвуке позволяет применить полукруглые входные устройства с регулирующими полуконусами, что одновременно позволяет при выполнении высотной горки с выключением маршевых двигателей закрыть входные каналы выдвижением полуконусов вперед и радикально уменьшить лобовое сопротивление до момента запуска двигателей для выполнения следующей горки или горизонтального полета.

Переносимость пилотом перегрузок в 30 g и выше обеспечивается тем, что кабина заполнена водой, а дыхание пилота обеспечивается аквалангом с дыхательным мешком на уровне груди, что устраняет образование пузырьков воздуха, затрудняющих обзор, и гарантирует пилота от баротравм легких, так как изменение гидростатического давления действует одинаково и строго синхронно с нарастанием и спадом перегрузки как на грудную клетку пилота, так и на дыхательный мешок. Для того, чтобы веки пилота не закрывались от огромной перегрузки, надо, чтобы глаза его были в воде, а не в маске с воздухом (иначе пилотам придется ампутировать веки, и их не будут любить женщины, что для пилотов непереносимо – ШУТКА!), а глаза хорошо переносят только соленую воду, поэтому необходимо исследование, как ТРДДФ будут реагировать на впрыск подсоленной воды во входной тракт. Как запасной вариант, если применение соленой воды для ТРДДФ противопоказано, возможно применение ВКК со шлемом, заполненным соленой водой. Заметим, что применение ВКК в комплексе с ППК неизбежно, как на случай аварийного покидания , так и для пилотирования «Стрижа» без воды в кабине с перегрузками до 15 g, о чем говорилось выше. Впрочем, не исключено и применение гидрокомбинезона-ВКК со строго индивидуальным конформным ложем для полулежачего положения пилота, - при этом отпадает необходимость заполнения кабины водой, но пилота придется грузить в кабину краном, и надо будет предусматривать быстрый слив воды из гидрокомбинезона перед аварийным катапультированием или, в случае особо мощных пиропатронов и двигателей катапультного ложа, - перед приземлением на парашюте, - чтобы большой вес гидрокомбинезона не повредил опорно-двигательный аппарат пилота. В итоге кабина с водой представляется проще и технологичнее.

Предлагаемая конструкция обеспечивает возможность двух отсеков длиной по пять метров с катапультами для ракет  - одного до кессона, другого после, так как длина ракетно-водородного сопла, расположенного между маршевыми ТРДДФ, невелика.

Так как расходные штуцеры труб кессона будут находиться в зоне фюзеляжа (Рис. 12, Лист 8 и Ком. 4), то при заправленном кессоне на стоянке необходимо предусмотреть принудительную вентиляцию зоны кессона внутри фюзеляжа для исключения создания взрывоопасной концентрации водорода из-за просачивания его в уплотнениях. В полете такая вентиляция должна быть обеспечена за счет незначительного отбора воздуха от воздухозаборников.

Для технического обслуживания кабина должна быть сухой, но при боевом дежурстве, имея в виду, что «Стриж» закреплен на носителе, должна быть заполнена частично водой, подогретой до температуры тела человека. Боевое  заполнение надо производить после занятия пилотом кабины и герметизации фонаря, для чего внутри фюзеляжа должен быть предусмотрен соответствующий объем (так же подогретой воды).

Учитывая, что биофизические расчеты показывают переносимость человеком в течение долей секунды перегрузки в 1 000 g, легко предположить, что в полулежачем положении, характерном для современных истребителей, эта величина будет около 750 g. Это даёт возможность рассмотреть оригинальный способ аварийного спасения пилота. При боевом повреждении, несовместимом с продолжением полета, кабина (с пилотом в воде) отделяется, стабилизируется с использованием переднего горизонтального оперения и реактивных двигателей ориентации, тормозится небольшим парашютом и на нем же осуществляет спуск с большой вертикальной скоростью, перед приземлением приводится к горизонтальному положению. Это позволит спасти не только пилота, но и бортовой компьютер и ценное оборудование, так же находящиеся в воде.

Вариант в пределах данной концепции. Можно установить один ТРДДФ в центре фюзеляжа и два ракетно-водородных сопла по бокам. Это за счет изгиба воздушных каналов позволяет легко устранить возможность отражения ВЧ-излучения РЛС противника от компрессора, за счет экономии массы увеличить массу водорода в кессоне, то есть увеличить прочность крыла и повысить тяговооруженность, - выйти на более высокие значения максимальной эксплуатационной перегрузки. Вместе в уменьшением коэффициента безопасности до 1,3, применением отклоняемого и одновременно трансформируемого носка крыла и увязанного с отклонением носка отклонением закрылков и элеронов (в соответствии с концепцией адаптивного крыла), перевода пилота в полулежачее положение с применением «прозрачной кабины»(Ком. 2) это открывает оперативный простор модификации «Стрижа» в рамках шестого поколения истребителей
.
Особый интерес  представляет создание сверхзвукового носителя для «Стрижа». Такой носитель радикально уменьшит время доставки «Стрижа» к месту боевого применения и увеличит боевой радиус. Его можно будет использовать без «Стрижа» как высотный скоростной ракетоносец с ракетами с ЯБЧ или разведчик, или, в варианте ракетоносца он может быть носителем облегченного «Стрижа» (с одним маршевым ТРДДФ и двумя соплами), как сказано чуть выше, - для самообороны. Создание такого носителя еще более мотивировано, если рассматривать его в рамках концепции создания тяжелого ВКС как начального звена этой концепции, а также в рамках программы перехода к «Стрижам» седьмого поколения.


р ) «Стрижи» седьмого поколения

В связи с неопределенностью в том, какие двигатели будут применяться на «Стрижах» седьмого поколения, возникает много вариантов облика. Одно можно сказать определенно – здесь уже будет применен не газообразный водород в трубах кессона, а жидкий, как указывалось, в нейтральном слое труб кессона крыла, а внешний, силовой, будет занят керосином под давлением воздуха. В связи со скоростью до 6 М тут уже будет необходимо охлаждение как двигателей, так и самолета, поэтому охлаждающий потенциал жидкого водорода нечем заменить. В связи с чем большое время пребывания «Стрижей» на боевом дежурстве в связи с выкипанием жидкого водорода можно обеспечить только помещением их в боксы глубокого охлаждения с подогревом самолета перед занятием кабины пилотом. Разумеется, целесообразны подземные боксы. При базировании «Стрижей» на тяжелых носителях необходимо предусматривать быструю заправку жидким или шугообразным водородом по тревоге.

Выше говорилось, что реалистична скорость «Стрижей» седьмого поколения в 6 М. Это предполагает наиболее консервативную конструкцию «Стрижа» (Рис. 10, Лист 7) с размещением на концах консолей ПВРД, которые включаются на 2,5 М – 3 М, совместно с ТРДДФ и водородным соплом разгоняют «Стрижа» до 5 М, после чего воздухозаборники ТРДДФ перекрываются полуконусами, уменьшая сопротивление, а дальнейший полет обеспечивается ПВРД с возможностью повышения тяговооруженности для боевого маневра на гиперзвуке работой ракетного сопла.

Безусловно, очень хорошо подошли бы импульсные детонационные двигатели в комплексе с ракетным соплом – благодаря их предполагаемой возможностью работы на скоростях от нуля до 11 М – 12 М, но пока возможность их создания для истребителей – не факт.

Также весьма хорош был бы РТДп, подобный тому, который разрабатывался для разгонщика «Спирали». Если в 1965 году его рассчитывали на 6 М, то с современными технологиями можно будет смело рассчитывать на 7 М, при этом также обеспечена тяга начиная с нулевой скорости. В комплексе с ракетным соплом эта система также давала бы большие значения тяговооруженности для воздушного боя на гиперзвуке. Однако РТДп, к сожалению, пока тоже не факт.

И наконец, двигатели типа SABRE. Такие двигатели идеальны для «Стрижа» - не требуется дополнительного сопла, а в связи с тем, что с 5,5 М эти двигатели переходят в режим ЖРД, то на тяжелом варианте «Стрижа» при старте со сверхзвукового разгонщика с горки на высоте 50-60 км в принципе возможен выход на орбиту даже без дополнительной разгонной ступени, что означает достижение границы восьмого поколения. Однако SABRE пока тоже не факт, надо дождаться завершения проекта Skylon и изучить опыт его эксплуатации.

Нельзя не сказать, что для гиперзвуковых скоростей предложенное крыло слишком велико, что вступает в противоречие с необходимостью больших располагаемых перегрузок, особенно на трансзвуке и дозвуке. Поэтому с необходимостью крыло «Стрижа» будет модифицироваться в направлении, обозначенном на Рис. 10, Лист 7 красным пунктиром. Однако возможно углубление трансформации профиля. Обратим внимание, что в соответствии с Рис. 4, Лист 3 при уходе трубы назад площадь крыла уже несколько уменьшается. Если выбрать профиль с большим радиусом закругления носка, то такой профиль будет лучше работать на дозвуке, а его труба большого диаметра уменьшит площадь крыла при уходе назад на существенную величину. Одновременно надо применить закрылки и элероны, на гиперзвуковых скоростях вдвигающиеся внутрь крыла, а управление по крену осуществлять дополнительными рулевыми поверхностями, расположенными, как это показано на Рис. 10, Лист 7, на двигателях.

Таким образом, выше было показано, что истребители и тяжелые самолеты с упрочняющим кессоном крыла, состоящим из труб с высоким давлением горючего газа, не только реальны, но и имеют существенные преимущества перед самолетами с классическими крыльями. Есть некоторый запас времени до начала промышленного выпуска волокон из углеродных нанотрубок, однако этот запас времени можно с толком потратить, если начинать разработку самолетов с обмоткой труб кессонов крыльев кевларом, бороволокном, кварцевым или алмазным волокнами. Выигрыш в массе и прочности всё равно будет велик, хотя и меньше, чем от применения ВУН.



IV

    ДИРИЖАБЛЬ ВЫХОДИТ НА ОРБИТУ


Во вступлении говорилось о том, что жилой пояс в околоземном космосе предпочтительно строить на орбите высотой 500 км. При этом с космического лифта грузы туда не доставить – трос или лента лифта неподвижны, а этим грузам надо иметь орбитальную скорость около восьми км в секунду – разве что старт ракет прямо с лифта, но это дорого.

Сразу возьмём быка за рога – а отчего бы не сделать дирижабли, способные выходить на орбиту?! Причём в двух вариантах: 1) с дирижабля, летящего на большой высоте (на которой ещё могут работать воздушно-реактивные двигатели), с гиперзвуковой скоростью, стартует ракета с элементами для постройки жилых труб и прочими грузами, или на орбиту выходит сам дирижабль с последующим возвращением.

Представим дирижабль с несущим корпусом, остроносый для гиперзвука, с внешней оболочкой из стальной или титановой фольги для того, чтобы выдерживать кинетический нагрев. Оболочка может быть многослойной для резервирования в случае прогаров. Помимо несущего корпуса дирижабль должен иметь выдвижные крылья – разумеется, полукрыло не более диаметра корпуса.

При полёте дирижабля возникает две проблемы, которые заставляют проделывать одну и ту же неприятную операцию. Первая проблема – двигатели вырабатывают топливо, дирижабль облегчается, и для выдерживания высоты полёта приходится выпускать в атмосферу водород или гелий.

Вторую проблему сначала надо проиллюстрировать. Метеорологи регулярно для зондирования атмосферы запускают метеозонды – это маленькие воздушные шары с водородом, к которым подвешена аппаратура с передатчиком. Они поднимаются высоко, километров до 25-30. Но ведь с высотой давление, а следовательно, и плотность воздуха падает, и, хотя водород и лёгок, но наступит момент, когда его плотность сравняется с плотностью внешнего воздуха, и подъём зонда прекратится. Но дело в том, что оболочка зонда сделана из высококачественной резины, и в соответствии с падением давления извне оболочка растягивается, шар многократно увеличивает объём, плотность водорода уменьшается соразмерно плотности внешнего воздуха, подъёмная сила сохраняется, и подъём продолжается. Так же будет происходить и с подъёмом дирижабля на большую высоту – надо понижать плотность водорода внутри оболочки, то есть опять же выпускать водород или гелий, так как оболочку резиновой не сделаешь.

Заметим, что необязательно применять для полёта дирижабля лёгкие газы – возможны и термодирижабли, оболочка которых наполняется подогретым воздухом, и вакуумные дирижабли, так как вакуум легче даже водорода, при этом вакуум не обязан быть полным.

Итак, разместим внутри дирижабля цилиндрический баллонет, меридиональные балки которого будут, как и в крыле суперистребителя, представлять трубы с обмоткой суперволокнами с высоким давлением газа внутри. Этот баллонет нужен будет для хранения вакуума, а трубы с газом сделают цилиндр легче при той же прочности по сравнению со статическими балками. Часть труб уже перед стартом будет заправлена кислородом плюс немного гелия. Однако мы теперь имеем возможность при полёте дирижабля водород из оболочки не выбрасывать в атмосферу, а закачивать в свободные трубы, при этом этот водород будет топливом для двигателей на высоте более 30 км в ракетном режиме, в совокупности с кислородом.

Рассмотрим полёт такого дирижабля. Старт с вдвинутыми полукрыльями, набор высоты, работают двигатели на керосине, водород по мере подъёма закачивается в трубы цилиндрического баллонета. На высоте в 10-12 км выдвигаются полукрылья, скорость растёт в связи с уменьшением сопротивления разрежённого воздуха. До 30 км разгон возможен как на одних ТРД, так и совместно с двигателями типа SABRE, работающих на кислороде атмосферы. На высоте 30 км переход на ракетный режим, разгон до 14-16 М и высоты в 60-70 км. На этих высоте и скорости старт подвешенной к дирижаблю ракеты, идущей на орбиту 500 км, дирижабль идёт вниз в режиме планера, его цилиндрический баллонет заполнен вакуумом, впрочем, вакуум везде. Во время полёта при снижении и возрастании плотности атмосферы передняя часть дирижабля заполняется гелием из труб для пожаробезопасности, ведь она особенно сильно разогревается ударными волнами, остальная часть – горячим воздухом из атмосферы (впрочем, можно всё заполнять горячим воздухом, тогда будет экономия на гелии и останется больший объём в трубах для кислорода и водорода). С учётом того, что дирижабль избавился от веса ракеты и вкупе с объёмом вакуума, он будет нормально лететь, впрочем, ему будет помогать и крыло. Таким образом, гася скорость и высоту, дирижабль выходит в район посадки. При погашении скорости до малой дозвуковой запускаются атмосферные двигатели. А вот и посадка, то есть причаливание.

Рассмотрим полёт с выходом дирижабля на орбиту 500 км. Очевидно, что это будет полёт с небольшим грузом, то есть это люди и высокотехнологичное оборудование, так как для такого полёта надо гораздо больше горючего и окислителя. Тут разгон с 30 км будет до орбитальной скорости. Тем не менее, возвращение будет тоже с небольшой массой, ведь будет большой расход горючего и окислителя. Этот полёт будет радикально отличаться от входа в плотные слои спутников – дирижабль не падает, а летит, ведь у него и корпус несущий, и крыло есть, то есть он будет постепенно гасить скорость, не допуская очень сильного кинетического нагрева. Можно для ускорения торможения использовать двигатели, изменив их вектор тяги на противоположный. В остальном всё так же, как и для предыдущего варианта.

Таким образом, космический дирижабль участвует в управлении климатом дважды – и как элемент водородной энергетики, и как транспорт для строительства жилого пояса, который будет управлять нагревом поверхности Земли в экваториальном поясе.

Разумеется, было бы неплохо всё это просчитать, но отложим это на будущее.



   ЛИТЕРАТУРА

1. «Наука и жизнь» № 1, 1989, «Ту летит на водороде», с. 33

2. Агеев Никита Дмитриевич (на 2010 г. студент 762 гр. МФТИ, факультета аэромеханики и летательной техники), «Влияние радиуса закругления носовой части профиля крыла на его лобовое сопротивление в сверхзвуковом диапазоне скоростей», работа была представлена на финальный тур Всероссийской студенческой олимпиады «Авиация и авиационная техника» 23-24.11.2010, УДК 533.692.3. МФТИ, ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского.


 


 КОММЕНТАРИИ

1. Вот некоторые примеры: Англия – Skylon с двигателями SABRE; Германия – Diehi; Франция – LEA; Индия – PRDO, Брамос («Оникс» совместно с Россией), Австралия – Hy Sho, Бразилия – X-14, Россия – ИГЛА «Холод -2» (19.092912 в Туле д. Рогозин заявил о создании холдинга из КТРВ и НПО «Машиностроение» для разработки ГЗЛА), США – Boeing X-51A Waverider и Lokheed Martin HTV -2.

2. «Прозрачная кабина» - концепция, суть которой в том, что на внешней обшивке самолета устанавливаются видеокамеры с охватом всей сферы, а внутри кабины вокруг пилота – экраны, полностью отображающие всю сферу вокруг самолета и все внешние самолеты и события. Ясно, что реализация этой концепции позволяет оказаться от выступающего фонаря кабины пилота на истребителях, то есть в итоге повысить их аэродинамическое совершенство.


3. Итак, трубу кессона с толщиной стенки 3 мм можно на токарном станке проточить до толщины стенки 1 мм, но в части трубы внутри фюжеляжа и у корня консоли протачивать нельзя в связи с тем, что внутри фюзеляжа расположены расходно-заправочные штуцеры на трубах, а трубы у корня воспринимают максимум сжатия от изгибающего момента и перерезывающую силу. Однако за 250-300 мм до оконечной полусферы надо выполнить расширяющийся конус. Полусферы необходимо выполнять не сваркой, а закаткой труб, так как сварной шов не обеспечивает необходимую прочность, оставшееся горло можно заварить. Применение ВУН позволяет получать любую требуемую прочность, в том числе и для давлений в тысячи атмосфер, а предлагаемая технология дает возможность совмещать большую толщину стенок концевых полусфер с высокой прочностью ВУН.

4. Для крепления расходно-заправочных штуцеров неминуемо придется просверливать уже обмотанную трубу, сильно уменьшая её прочность, что при высоких давлениях недопустимо. Поэтому предлагается такая методика. Штуцер должен быть сквозным и двухсторонним – уравновешивание силы давления на оба его конца исключает его выбивание или выдавливание. После вкручивания штуцера производится перекрещивающаяся обмотка его выходов волокном из углеродных нанотрубок. Далее с двух сторон в непосредственной близости от штуцера подматываются кольца из ВУН, на которые наклеиваются титановые кольца.

 

   СОКРАЩЕНИЯ

1. ГП – глобальное потепление
2. ВЭ – водородная энергетика
3. ТЭС – тепловая электростанция
4. ВУН – волокно из углеродных нанотрубок
5. ЯСУ –ядерная силовая установка
6. ВКС – воздушно-космический самолет
7. ВПП – взлетно-посадочная полоса
8. КС – камера сгорания
9. М – число Маха, отношение скорости полета к скорости звука
10. МБР – межконтинентальная баллистическая ракета
11. ПТБ – подвесные топливные баки
12. РЛС – радиолокационная станция
13. БРЭО – бортовое радиоэлектронное оборудование
14. ИЛС – индикатор лобового стекла пилота
15. ТРДФ – турбореактивный двигатель с форсажом
16. ТРДДФ – двухконтурный ТРДФ
17. ПВРД – прямоточный воздушно-реактивный двигатель
18. ГПВРД – гиперзвуковой ПВРД
19. ЖРД – жидкостный реактивный двигатель
20. ВРД – воздушно-реактивный двигатель
21. ТРД – турбореактивный двигатель
22. СУ – силовая установка
23. АКС – авиационно-космическая система
24. ОС – орбитальный самолет
25. ГСР – гиперзвуковой самолет-разгонщик
26. РТДп – ракето-турбинный пароводородный двигатель
27. ППК – противоперегрузочный костюм
28. ВКК – высотнокомпенсирующий костюм
29. УВТ – управляемый вектор тяги
30. ЯБЧ – ядерная боевая часть
31. ЭПР – эффективная площадь рассеяния
     ГЛАВА VIII

        ВОДОРОДНАЯ ЭНЕРГЕТИКА И
   ЖИЛОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ПОЯС
       ДЛЯ СПАСЕНИЕ ПЛАНЕТЫ

                Per aspera ad astra

   Родину любят не за то, что она велика,
   а за то, что она своя.

                Луций Анней Сенека



       ВСТУПЛЕНИЕ


У всех здравомыслящих людей, включая честных ученых, нет сомнений, что ГП – результат деятельности человечества, в первую очередь бурно развивающейся промышленности, нефтяной энергетики и массовой вырубки лесов. Причем многие ученые, занимающиеся проблемой ГП, предупреждают о том, что в этом процессе возможна точка невозврата, то есть при достижении порогового уровня ГП процесс начинает идти по нарастающей в геометрической прогрессии, температура атмосферы быстро поднимается выше 100 градусов по Цельсию, закипают океаны, и вскоре Земля станет похожей на Венеру. Некоторые ученые говорят о том, что точка невозврата уже пройдена.
На этом фоне весьма странно звучат голоса тех ученых, которые отрицают сам факт ГП, утверждая, что это – лишь временное колебание, что выбросы в атмосферу, обусловленные деятельностью человечества, мизерны по сравнению с выбросами вулканов – и это на фоне сокращения площади ледников Гренландии и горных на 10%-15%; разрушения ледникового панциря Антарктиды; рекордного сокращения площади дрейфующих льдов Арктики к середине сентября 2012 года на 400 000 квадратных километров по сравнению с предыдущим годом, из-за чего Япония даже готовится запустить спутник на полярную орбиту для мониторинга состояния ледовой обстановки для прохода судов и танкеров через Северный Полюс в ближайшем будущем. В таком тонком механизме, как атмосфера Земли, достаточно слабого дополнительного воздействия, чтобы вызвать катастрофические изменения. Ведь звук человеческого голоса способен обрушить снежную лавину, а легкое нажатие на спусковой крючок винтовки вызывает смерть слона. Возникает ощущение, что подобные странные ученые хорошо проплачены нефтяным бизнесом для сохранения статуса кво.
Если точка невозврата еще не пройдена, то выходом является срочный переход к экологически чистой, альтернативной цивилизации, и начинать это надо было вчера. А если пройдена – неужели человечеству грозит неотвратимая гибель? Не обязательно – когда говорят о точке невозврата, имеют в виду развитие процесса под воздействием внутренних сил. При приложении достаточной внешней силы, особенно в ближайшей окрестности точки невозврата, всегда можно перенаправить развитие процесса на альтернативный путь. В данном случае такой внешней силой является водородная энергетика (далее – ВЭ), внедренная в глобальных масштабах. Ведь в силу летучести водорода при его применении, как ни герметизируй стыки,  его до  30% улетучивается в атмосферу. При глобальных масштабах ВЭ это будет гигантский выброс. Этот водород будет подниматься в верхнюю атмосферу, и на высотах в 70-80 км за счет ионизирующих излучений соединяться с кислородом, образуя воду, а следовательно, и высотные облака. Этот облачный слой будет частично поглощать, частично отражать солнечную радиацию в космос, в итоге эффективно охладит атмосферу.

Однако по поводу ВЭ слышно много споров. Если водород получать за счет электроэнергии мазутных, газовых или угольных ТЭС, то охлаждающий эффект от водорода будет нейтрализоваться или подавляться выбросом парниковых газов, да и в сумме это никакая не ВЭ, а лишь использование водорода для аккумулирования энергии. То есть водород надо получать лишь за счет электростанций на возобновляемых энергоресурсах, то есть на приливных, ветро-, гелио- и воднотермальных электростанциях.

Однако ради бытия планеты, поначалу самое главное – запустить ВЭ, раскрутить её маховик, пусть поначалу и не лучшим образом. И тут, как и в случае освоения космоса, которое вряд ли бы состоялось без гонки ракетно-ядерного оружия, сыграет роль военное применение ВЭ. А поскольку мой проект крыла базируется в основном на применении водорода, то, учитывая категорический императив Канта «действуй, имея в виду интересы человечества», я решил широко распространить этот проект. Ведь интересы человечества, пусть и младенческого, выше интересов любой отдельно взятой страны (правда, возможен вариант, когда только эта страна в данный период времени представляет интересы именно человечества, но пока от этого абстрагируемся).

Итак, если этот проект будет широко внедрен в мире, это и определит масштабное развитие ВЭ. А следующим этапом может и должно быть массовое применение парусников, дирижаблей, гражданских и транспортных самолетов, наземного транспорта на водороде в глобальных масштабах – в том смысле, что весь этот транспорт должен иметь фотоэлементные энергоустановки и нарабатывать водород на стоянках и в пути следования. Ведь предложенные трубы с обмоткой волокнами из углеродных нанотрубок (ВУН) позволят удобно и компактно хранить водород.

Надо дополнительно сказать о применении дирижаблей – как транспортного средства и как отправной станции космического лифта. Есть два типа дирижаблей – с легкими газами (водород и гелий) и термические. Но если объединить оба принципа, то можно существенно увеличить их потолок, а значит, и скорость. При этом весьма желательна ядерная силовая установка (ЯСУ). Далее – ведь дирижабли не обязательно делать осесимметричной формы – можно им придавать форму профилированного крыла, что позволит использовать и аэродинамическую подъемную силу, что еще более повысит потолок со скоростью. Такие дирижабли уже не будут уступать по скорости современным широкофюзеляжным самолетам. А что касается космического лифта, то чем выше от поверхности планеты его стартовая станция, тем меньше вес троса или ленты лифта, причем этот вес падает в геометрической прогрессии в зависимости от высоты. Заметим, что первоначально прочность троса или ленты еще не достигнет максимума, это будет в будущем, поэтому снижение веса троса или ленты поначалу – очень важная задача. И поэтому можно предложить в качестве стартовой станции космолифта гелиево-термический профилированный дирижабль, циркулирующий по кругу на высоте десять километров или выше, от которого начинается лифт, и с которым состыковываются дирижабли, доставляющие грузы и пассажиров для подъема.

Предложенная схема ВЭ будет вполне экономически эффективна с учетом её двойного действия – не только энергетика, но и средство управления температурой атмосферы. Ведь противники ВЭ утверждают, что у ВЭ низкий КПД в связи с дороговизной производства водорода. А управляющее воздействие на атмосферу можно осуществлять по следующему механизму: если после мониторинга атмосферы в глобальном масштабе обнаружена необходимость повышения её температуры – в оболочки дирижаблей закачивается вместо водорода гелий и на определенный период сокращаются масштабы применения прочих видов транспорта на водороде. Если установлена необходимость понижения температуры – в оболочки дирижаблей закачивают водород и повышается активность прочих видов транспорта на водороде.

Несомненно, что человечеству и планете не нужны ни глобальные потепления, ни глобальные похолодания, а нужны стабильная атмосфера и климат. А это означает сознательное регулирование в узких пределах, и рычаг указан. Но есть ещё один рычаг. Выше уже говорилось о конструкции жилого космического пояса вокруг Земли. Циолковский сказал, что это будут трубы до четырёх км длиной и 4-5 метров диаметром, разбитые на жилые отсеки с оранжереями снаружи. Домыслить нетрудно – эти трубы состыковываются в решётки, которые постепенно достраиваются, замыкаясь вблизи экваториальной плоскости Земли. Теперь достаточно предусмотреть на трубах створки, которые при полном открытии полностью перекрывают поток солнечного излучения к поверхности Земли – и дело сделано. Ведь именно в зоне экватора происходит максимальный нагрев поверхности. То есть если нужно повышение глобальной температуры атмосферы – створки закрыты, если понижение – створки открыты. Разумеется, створки являются огромной гелиоэлектростанцией и в открытом положении вырабатывают электроэнергию, как, впрочем, и в прикрытом, только меньше. Так как строго в экваториальной плоскости будут находиться космические лифты, то жилой пояс будет состоять из двух полос – северной и южной, разделённых паузой. Высота внутреннего радиационного пояса Земли над Атлантикой – 500 км, на широте Индонезии – 1300 км. Поэтому желательно строить пояс возле экватора на высоте выше 500 км в расчёте на будущие жилые пояса по типу ракушки, то есть под углом к экваториальной плоскости. Правда, это сделает невозможным космические лифты, но это уже решат потомки, что выгоднее. Строительство жилых поясов потребует доставки на орбиты 500 км большого количества грузов, а это очень дорого на ракетах – ведь хотя космолифт и дёшев, но он доставляет грузы на орбиту с высотой 36 000 км. Можно, конечно, доставлять ракетные модули на лифте на высоту 500 км, где они будут стартовать и разгоняться до орбитальной скорости, но это заморочка, и не намного дешевле, чем старт с поверхности. Однако выход есть – он будет описан в самом конце главы.

Мне за 30 лет довелось пройти много людей и организаций со своей идеей, и хотя суть идеи никто не отвергал, но пока никто не понял её значимости. Более того, российское патентное право по наследству от советского, до сих пор требует не просто идеи, схематически оформленной, а действующего изделия, механизма, вещества или техпроцесса. Это заставило меня взяться за расчеты во второй половине 2012 года. Но до этого у меня на базе основной идеи имело место быть чисто ментальное конструирование, которое в данной главе представлено в качестве Пролога. Кое-что, например, вход ВКС в плотные слои атмосферы хвостом вперед, сейчас мне уже представляется нереальным, а кое-что, например, создание маневренных тяжелых самолетов – проблемным, но из песни слова не выкинешь, и для истории я всё оставляю нетронутым.



  I

   ПРОЛОГ
     
Эра нефтяной энергетики на планете близка к завершению, что в перспективе вынудит авиацию перейти с авиационного керосина на другие виды топлив. При этом по техническим и технологическим причинам  весьма проблематично (хотя и очень желательно в будущем) применение в авиации ядерных силовых установок. Остается применение в качестве топлива водорода, метана или природного газа, что очень экологично и перспективно в виду глобального потепления, но при этом возникают проблемы с размещением и хранением их на борту. Ведь в современных самолетах топливо размещают в крыльях, но использование жидкого водорода и сжиженных газов заставляет искать иные решения: во-первых, баки должны иметь примерно вчетверо большие объемы, чем баки с керосином; во-вторых, баки надо надежно теплоизолировать, особенно водородные; в-третьих, в баках надо поддерживать избыточное по отношению к атмосферному давление, особенно для водорода, иначе значительная часть топлива просто выкипит при подъеме на высоту. Весовые и объемные ограничения допускают наличие водорода на борту только в жидкой форме, причем в состоянии постоянного кипения при температуре     -253 градуса по Цельсию. При этом весьма опасно нарушение герметичности: жидкий водород при испарении мгновенно займет весь внутренний объем самолета и при концентрации от 4% до 75% объема воздуха создаст опасность взрыва.

Тем не менее в ХХ веке прогнозы применения водорода в авиации были весьма заманчивы. В конце 70-х годов ХХ века в американском журнале «Авиэйшен уик» была опубликована статья, в которой были изложены следующие расчетные оценки: самолет на жидком водороде будет на 26% легче и на 30% дешевле, а его двигатели будут гораздо более долговечнее и надежнее, чем работающие на керосине.

В конце 50-х годов ХХ века произвел несколько полетов американский дозвуковой бомбардировщик «Канберра» с одним их двигателей, работавщим на жидком водороде. При этом самолет взлетал на керосине и уже в полете на некоторое время переключался на водород.

15 апреля 1988 года в СССР впервые взлетел Ту-155, самолет, внешне не отличающийся от Ту-154, но оснащенным в правой гондоле одним двигателем НК-88 КБ Н. Д. Кузнецова, работающим на водороде. В его фюзеляже размещался топливный комплекс с баком объемом в 20 кубических метров в хвостовом отсеке. Этот отсек отделялся перегородками, между которыми создавалось избыточное давление. Жидкий водород перед подачей в камеры сгорания (далее – КС) газифицировался и подогревался. Топливный и двигательный отсеки оснащались искробезопасным оборудованием. Все другие системы прокладывались в герметичных гаргротах и при этом продувались набегающим воздушным потоком. Всё было сделано очень надежно, продуманно, но технологически сложно. При всём этом Ту-155 мог использовать в качестве топлива и сжиженный природный газ. Испытания были успешны, однако Ту-155 не эксплуатировался, и, очевидно, не только горбачевская разруха этому виной. Нельзя возить пассажиров в самолете, более половины которого занято баком. («Наука и жизнь» № 1, 1989, «Ту летит на водороде», с. 33; http://www.svavia.ru/info/lib/ng0301.htm )

Есть гипотетическая перспектива использования в качестве топлива для самолетов металлического водорода, но она пока целиком в области научно-технической фантастики. Приходится констатировать, что разработки использования в качестве топлива водорода, метана и природного газа пока находятся в тупике. А ведь неплохо было бы выйти из тупика и активизировать эти разработки, так как эра нефтяной энергетики близка к завершению.

К. Э. Циолковский предлагал для повышения переносимости стартовых перегрузок ракет помещать космонавтов в жидкость – то же самое относится и к пилотам маневренных самолетов. По этому вопросу обычно ссылаются на его фантастическую повесть «Вне  Земли», опубликованную в 1918 году, но на самом деле он еще в 1891 году опубликовал эссе с изложением этой идеи в IV томе трудов Отделения Физической Науки Императорского Общества любителей естествознания.

Используя идею Циолковского, в США в 1958 году производились на центрифуге испытания гидрокомбинезона с сухим весом в 326 килограммов. Испытатель, биофизик Грей, подвергался перегрузке в 30 g в течение 30 секунд, при этом было зафиксировано, что он ни в коей мере не терял ни сознания, ни работоспособности. Биофизические расчеты показывают, что при соблюдении всех рекомендаций современной авиационной и космической медицины и при помещении человека в жидкость с плотностью, равной средней плотности конкретного человека и действии перегрузки в направлении грудь-спина (то есть в положении лежа на спине) должна без последствий длительно переноситься перегрузка в 400 g и кратковременно, в течение долей секунды, в 1000 g. Это дает возможность в будущем стартовать пилотируемым космическим кораблям с поверхности безатмосферных планет, например, с Луны, по Жюлю Верну, то есть путем выстрела, что энергетически очень выгодно по сравнению с ракетным стартом.

Однако по непонятной причине идея Циолковского не используется ни в одном истребителе или штурмовике мира. Идут на всякие ухищрения, такие как противоперегрузочные костюмы, кресла пилотов с большими углами наклона спинки, кресла с переменными в зависимости от перегрузки углами наклона спинки. А ведь проблема решается очень просто – не надо даже строить сложные по конструкции и тяжелые гидрокомбинезоны. Достаточно кабину истребителя, после того, как пилот занял кабину, залить водой. Средняя плотность тела человека составляет 1070 килограммов на кубометр, такую же плотность Циолковский предлагал достигать добавлением в воду соли. Заметим, что глаза прекрасно переносят соленую воду, это знают все, кто нырял с открытыми глазами в море. Дело в том, что при перегрузке в 30 g, если глаза будут в воздушной среде (то есть в маске или в комбинезоне с открытым верхом), невозможно будет держать открытыми веки. Те, кто пилотировал самолеты при перегрузке всего лишь в 6-7 g , знают, что веки уже становятся тяжелыми и прикрываются. К тому же при нахождении головы в воздухе в случае гидрокомбинезона с открытым верхом при максимальной перегрузке возникнет огромная нагрузка на шейные позвонки пилота, что может привести к их травме с тяжелыми последствиями для пилота и самолета. Если же пилот будет весь в жидкости, то всё его тело будет в невесомости, и наверняка будут доступны и существенно большие, чем 30 g, перегрузки – вопрос только в конструкции самолета.

Несложно также решить проблему с дыханием пилота. Для этого надо будет применить акваланг с дыхательным мешком. Во-первых, пилоту выдыхать в кабину нельзя – воздушные пузырьки затруднят обзор. Во-вторых, обычный акваланг может запаздывать с реагированием на изменения гидростатического давления в кабине при изменениях перегрузки, что может привести к баротравмам легких пилота. Применение же дыхательного мешка, расположенного на уровне легких пилота, даст синхронное равновесие давлений в мешке и в легких пилота. Это означает, что акты вдоха и выдоха будут зависеть только от действия дыхательных мышц пилота.

В связи с тем, что кабина будет высокопрочной, чтобы выдерживать высокое гидростатическое давление воды, обусловленные большими перегрузками, гарантируется поддержание пониженного, но достаточного для обеспечения жизнедеятельности пилота давления в кабине на любых высотах, что избавляет от необходимости пользоваться чистым кислородом для дыхания пилота в полете – эта необходимость сохраняется лишь для аварийного покидания самолета.

Требуемая высокая прочность позволяет применить бронированную кабину, то есть таким образом кабина будет одновременно выполнять две функции – противодействие высокому гидростатическому давлению у пола кабины при максимальных нормальных перегрузках  и защита пилота от поражения, что очень важно и для истребителя, и для штурмовика. То, что гидростатическое давление при перегрузке максимально в нижней части кабины, и именно там нужна максимальная прочность, совпадает с необходимостью бронирования в первую очередь именно нижней части кабины.

В связи с тем, что посадка требует повышенного внимания пилота и наиболее высокой координации его действий, а также минимальной скорости самолета (что связано с минимизацией его веса), воду перед посадкой можно или сливать  в атмосферу, или использовать на распыление на входах в компрессоры двигателей на заключительном этапе полета, что, понижая расход, экономит топливо.

Концепция современного истребителя в части, касающейся пилотажных боевых качеств, включает следующие требования:

1. Высокая маневренность (обусловленная в первую очередь  высокими эксплуатационной перегрузкой, тяговооружённостью, аэродинамическим качеством и малой нагрузкой на крыло);

2. Снижение статической устойчивости самолетов и управление ими с                помощью соответствующего компьютерного обеспечения (что обеспечивает     более быстрый темп нарастания перегрузки и сброса её при пилотировании,    то есть самолет быстрее реагирует на управляющие воздействия пилота);


3. Адаптивное крыло с компьютерным управлением и оптимизацией в    соответствии с режимом полета.

В настоящее время существует много суперволокон с выдающимися показателями прочности: кевлар и его аналоги до 2,6-4,1 ГПа, кварцевое волокно до 20 ГПа, алмазное волокно несколько выше кварцевого.

Однако при положительных перегрузках верхние полки лонжеронов работают на сжатие, а все вышеперечисленные показатели прочности – на растяжение, и неясно, как заставить нитевидные материалы успешно противодействовать сжимающим усилиям.

Но это вполне возможно и это несложно. Если сделать верхнюю полку лонжерона  (или верхнюю панель кессона крыла) в виде сплошной стальной или титановой трубы (труб), проходящей от концов полукрыльев сквозь фюзеляж самолета с глухой заделкой торцов, и обмотать эту трубу суперволокном с предварительным натяжением и фиксацией этого волокна полиэфирной, эпоксидной или аналогичными смолами, то мы получим высокопрочный резервуар для газа. Закачаем его водородом под высоким, порядка сотен или даже тысяч атмосфер давлением. Давление на торцы трубы будет растягивать трубу, то есть она заранее готова к восприятию сжимающей нагрузки при выполнении самолетом энергичных маневров с положительной перегрузкой. Как и в случае с бронированной кабиной, мы получаем двухфункциональное устройство – трубчатая верхняя полка лонжерона и работает на увеличение прочности давлением газа, и хранит водород или метан. При этом отпадает необходимость в газификации водорода перед подачей его в камеры сгорания.
 
       Здесь добавляется еще  положительный фактор. Газ под высоким давлением – источник  энергии давления, которую можно весьма эффективно использовать. Так как расширение газа обычно производится в турбодетандерах, возникает возможность изготовления оригинального турбореактивного двигателя с вращением турбины не продуктами сгорания топлива, а расширяющимся водородом. Или же вал турбодетандера соединить с валом компрессора, который будет сжимать воздух и закачивать его в освобождающиеся от водорода трубы кессона для восстановления прочности.

Нижняя полка лонжерона (панель кессона) может иметь несколько конструктивных исполнений. Во-первых, это обычные полки, выклеенные из суперволокна. Во-вторых, каждой верхней трубе соответствует внизу трос из суперволокна, который натягивается пневмоцилиндрами, работающими от давления газа в верхней трубе, и таким образом этот трос активно противодействует растягивающим усилиям; а уплотнения пневмоцилиндров, которые в принципе невозможно сделать идеально герметичными, выполнят роль понижающих редукторов. В-третьих, это просто трос (тросы) из суперволокна с применением компенсирующих устройств, устраняющих вытяжку троса в процессе эксплуатации – натяг тросов реализуют механизмы под управлением АСУ самолета перед полетом. В-четвертых, натяжка тросов может производиться пропорционально нормальной перегрузке опорой внутрифюзеляжных грузов (двигатели, отсек с боевой нагрузкой, бак с топливом до его израсходования) на соответствующую рычажную систему.

Из труб и нижних полок формируется кессон, нижняя внутренняя полость которого заполняется авиационным керосином, как обычно. При расходовании газа из верхних труб прочность крыла будет уменьшаться. Для борьбы с этим применимы два способа – подогрев газа в трубе для восстановления его давления или закачка в трубы воздуха при поочередном освобождении труб; возможно одновременное применение этих способов.

Таким образом, на истребителе должно быть как минимум два двигателя: один на авиакеросине, второй на водороде или метане. Целесообразна такая тактика их использования в полете: так как расход газа уменьшает прочность крыла, водородный (метановый) двигатель в полете работает на малом газу, а переводится на полную мощность только в бою.

Возможно и желательно применение дополнительных камер сгорания с соплами: форсажных для повышения разгонных характеристик истребителя, с векторами тяги, параллельными векторам тяги маршевых двигателей, и маневренных, размещенных вблизи центра масс, с векторами тяги, перпендикулярными продольной оси истребителя и направленными вниз. Камеры сгорания могут быть водородно-воздушными, с подачей воздуха от компрессоров маршевых двигателей, и водородно-кислородными, если одну трубу в кессоне крыла заполнить кислородом – разумеется, стенки камер сгорания и сопел также должны быть двойными для охлаждения расширившимся газом. Водородно-кислородные камеры сгорания позволят получать особенно большие приросты тяги и дополнительной подъемной силы, что особенно важно при взлетах с ограниченных по длине ВПП и с палуб авианосцев.

С учетом вышеизложенного, можно набросать схему первого, опытного истребителя с перспективой его доработки по результатам испытаний. Однако надо заметить, что работу надо начинать с доработки обычных истребителей, которая будет заключаться в усилении крыла и горизонтального оперения по предложенной идее или обычным образом, без применения заполненной водой кабины; рассчитывать их надо на перегрузку в 15g, что возможно сделать быстро и получить существенное превосходство над истребителями вероятных противников. Одновременно стоит начинать разработку тяжелых самолетов (то есть военных многоцелевых амфибий, бомбардировщиков, дозаправщиков, ракетоносцев, разведчиков,  целеуказателей и военно-транспортных) с крылом, упрочненным давлением газа, рассчитанных на обычную для маневренных самолетов  перегрузку в 5-9 g, - разумеется, без заполнения кабин водой, с обычными ППК у экипажа. Такие самолеты смогут успешно противостоять истребителям вероятных противников (при условии монопольного производства суперистребителей Россией).

Итак, этот суперистребитель надо рассчитывать на перегрузку в 30 g, чтобы реализовать существенный прорыв в развитии российской авиации  и обеспечить радикальное преимущество российских истребителей. Это будет самолет с фюзеляжем, похожим на фюзеляжи МиГ-29 или Су-27.  Желательна схема с несущим фюзеляжем – для того, чтобы при больших перегрузках на носовой части фюзеляжа не возникало больших инерциальных нагрузок. Между соплами маршевых двигателей сзади размещено сопло форсажной камеры сгорания (КС), воздушно-водородной или водородно-кислородной. Под фюзеляжем вблизи центра тяжести вниз смотрят одно или два сопла маневренных камер сгорания, хотя на опытном варианте от них можно и отказаться ради экономии веса. На этом сходство с МиГ-29 и Су-27 заканчивается. Крыло должно быть прямым, трапециевидным, малого или среднего удлинения с большим наплывом. Это необходимо для того, чтобы трубы кессона были прямыми и сквозными, то есть для обеспечения необходимой прочности при экономии веса. Крыло сверхзвукового самолета вовсе не обязано быть стреловидным или треугольным, это доказывает пример американского сверхзвукового истребителя F-104 “Старфайтер». Все проблемы с волновыми явлениями на транс- и сверхзвуке решаются подбором специального профиля крыла. А оперение может быть и стреловидным. Желательна схема «утка».

Площадь крыла для суперистребителя на 30 g для обеспечения соответствующей располагаемой перегрузки должна быть в 3,5- 4 раза больше, чем площадь крыла обычных истребителей при том же взлетном весе, откуда вытекает увеличение всех линейных размеров крыла в два раза, в том числе и высоты кессона, что весьма положительно скажется на весовых характеристиках крыла. Несомненно, что прогресс суперистребителей будет достигаться за счет увеличения перегрузки, так как пилот сидя сможет переносить до 50g, и до 70-75g полулежа (в воде).

Большой интерес представляет размещение суперистребителя сверху на тяжелых транспортных или, что лучше всего, на самолетах-амфибиях. Это позволяет оперативно рассредоточивать суперистребители, выводя их из-под ударов противника, а также существенно увеличивать их радиус действия, применяя метод дежурства в воздухе в угрожаемый период или в ходе боевых действий. Размещение истребителей на самолетах-амфибиях особенно выгодно, так как водные аэродромы невозможно вывести из строя – а ведь Россия благодаря КБ имени Бериева производит самые большие и совершенные амфибии в мире. А в перспективе – размещение суперистребителей на носителях, рассчитанных на перегрузку в 5-9 g благодаря крыльям, усиленным давлением газа.

Есть еще вариант применения упрочненного крыла – использование кессона из труб, наполненных водородом и кислородом, для многоцелевого воздушно-космического самолета (далее – ВКС). При этом кессон целиком склеивается из обмотанных суперволокном труб, в три-четыре слоя. Для старта применимы два способа: или как предложено выше с тяжелого атмосферного самолета, возможно со сверхзвукового, с максимальной высоты полета с курсом полета на восток для использования вращения Земли, или со специального самолета-разгонщика, подобного тому, который планировали применять в советской системе «Спираль». В обоих случаях необходим и разгонный блок выведения на орбиту. ВКС должен использовать в основном водородно-кислородные КС, хотя надо предусмотреть и резервный водородно-воздушный ТРД для полета в атмосфере. При этом при завершении выхода на орбиту и маневрировании в космосе используется газ  из нижних слоев труб кессона, таким образом при входе в плотные слои атмосферы «плашмя» крыло уже будет обладать повышенной прочностью, что дает возможность входить с большой перегрузкой, то есть быстро гасить скорость. Можно дополнительно тормозить водородно-кислородной КС,  размещенной вблизи центра тяжести перпендикулярно оси ВКС и направленной вниз. Упрочненное крыло позволит ВКС энергично маневрировать при полете в атмосфере при необходимости. Можно предложить еще один способ входа ВКС в атмосферу, который пока не применялся – хвостом вперед, с тягой водородно-кислородных камер сгорания, с применением выдвижного стабилизирующего оперения в носовой части и применением электронных систем устойчивости. Несомненно, при этом удастся сэкономить на весе термозащиты ВКС. Прогресс ВКС возможен применением в качестве топлива и окислителя водорода и фтора – ведь это дает самый высокий энерговыход для химических реакций горения.

В дальней перспективе возможно применение на суперистребителях и ВКС боевых лазеров и ускорителей элементарных частиц, которые пока только разрабатываются. Они требуют очень больших мощностей энергии в импульсе, а, как уже замечалось выше, газ под очень высоким давлением – это огромный запас потенциальной энергии давления. В таком случае необходимы специальные мощные импульсные генераторы в дополнение к бортовым, а газ, расходуемый для получения импульсов мощности, может утилизироваться тремя способами: 1) для разгона в ходе подготовки к выстрелу и в ходе его с последующим энергичным разворотом на обратный курс; 2) для накопления в специальном резервуаре на борту с последующим расходованием в двигателях; 3) выбросом в атмосферу воздуха, который закачивался в трубы для восстановления прочности, а также и водорода при необходимости повторных выстрелов. Разумеется, возможны и разные комбинации этих способов.




II

    ШЕСТОЕ, СЕДЬМОЕ… ПОКОЛЕНИЯ
    ИСТРЕБИТЕЛЕЙ И ГИПЕРЗВУК


Человечество уверенно переступило порог космоса – постоянно работает МКС, планету окружает постоянно растущая группировка спутников, людьми посещалась Луна, космическими аппаратами – Венера и Марс, Вояджеры-1 и -2 достигли границ Солнечной системы. А тем временем остается неосвоенной земная атмосфера с высот 25 км до 100 км. Действительно: у SR-71 практический потолок 25 910 м при 3,4 М; у МиГ-31 20 600 м при 2,35 М; у U-2 практический потолок 21 336 м, динамический – 26 800 м; у М-55 «Геофизика» практический потолок – 21 550 М. Аэростаты поднимаются существенно выше: Феликс Баумгартнер 14.10.2012 года поднялся на 39 045 м и совершил оттуда рекордный прыжок с парашютом, а в Японии беспилотный шар 25.05.2002 года поднимался на 53 000 м. Но аэростаты – это скорее экзотика, а  не освоение атмосферы. То есть приходится констатировать – ситуация с освоением атмосферы сходна с ситуацией освоения океана – освоено пока то, что недалеко от уровня нашего проживания, и впереди много работы по ликвидации этого пробела.

Еще несколько лет назад в материалах открытой печати можно было встретить множество материалов о разработках перспективных средств воздушно-космического нападения, особенно гиперзвуковых, в передовых странах. Однако ныне количество таких публикаций резко сократилось – яркий признак того, что эти разработки выходят на уровень реализации, и статьи исчезают из закладок. А вот интересный и даже смешной пример: статья в «Известиях» от 11 января 2013 г. под названием «В России приостановлены работы над гиперзвуковым самолетом». Автор называет проекты США X-15, X-43, X-45 «заатмосферными», утверждая, что их маневрирование в атмосфере невозможно, говорит о закрытии программ «Клипер», «Север», ГЭЛА Х-90, о том, что нет обоснования необходимости полёта на гиперзвуке, что «Север», «имея радиусы разворота в десятки километров, не смог бы маневрировать» (противоречие во фразе, так как автор говорит именно о маневрировании с соответствующими скорости и высоте радиусами), утверждает, что «перегрузки пилотов становятся смертельными», что даже дико, так как перегрузку создает сам пилот, управляя самолетом так, как считает необходимым, при этом пилот вряд ли считает необходимой свою смерть. Очевидно, соответствующие структуры России хотели внушить миру, что в России по этой теме всё в полном развале, коли даже её освещением занимается такой профан. Однако и в России, и в мире ведутся множество военных разработок по теме гиперзвука (Ком. 1), да и как их не вести, если США в соответствии с концепцией Propt Global Strike (молниеносный глобальный удар) должны в течение часа наносить удары по любой точке планеты, а с помощью МБР в обычном оснащении это делать затруднительно, так как Россия и Китай возражают и будут их сбивать, так как МБР в обычном оснащении никак не отличается локаторами обнаружения от МБР с ядерными боевыми блоками; а коли такие ракеты появятся у США, то им надо противопоставить аналогичные. Но нас интересуют только истребители и ВКС, поэтому далее они и рассматриваются, включая и уже вошедшие в историю.

Сейчас в мире только у США состоит на вооружении истребитель пятого поколения F-22 Raptor. Можно говорить о еще трех истребителях: ПАК ФА России (первый полёт в 2010 г., испытания с марта 2013, закупка установочной партии для ВВС в 2013 г., серийные закупки планируются с 2015 г.); Chengdu J-20 Китай (первый полёт 11.01.2011 г., планируется на вооружение с 2018 г.); Mitsubishi ATD-X Shinshin Япония (испытания на 2014 г., планируется на вооружение в 2018-2020 г.г.).


СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК

ПАК ФА      F-22        J-20     ATD-X
Максимальная взлетная масса 37 000 кг 38 000 кг 36 000 кг         н/д
Боевой радиус         н/д 760-1100 км          н/д        н/д
Дальность без ПТБ с боевой нагрузкой   2 700 км   1 900 км     2 000 км        н/д
Максимальная дальность   5 500 км 3330-5700 км     5 500 км        н/д
Потолок   20 000 м 20 000 м 20 000 м        н/д
Тяга/скорость 31 407 кгс
2100-2600 31 751 кгс
   2 410         н/д
       2 500        н/д
       н/д

У всех истребителей применена технология снижения радиолокационной заметности (данные по http://ru.wikipedia.org/wiki/ПАК). Нельзя не отметить, что японцы на ATD-X применяют технологию самовосстановления управления полетом SRFCC (Self Repairing Flight Control Capability). Бортовой компьютер автоматически определит повреждения и перенастроит систему управления полетом за счет включения исправных резервных систем; кроме того, он определит степень повреждения рулевых поверхностей и крыла и подкорректирует работу целых элементов, чтобы полностью восстановить управляемость истребителя.

         В связи с тем, что по всем истребителям, кроме F-22, пока нет данных (и дело даже не только в секретности, а в том, что они не испытаны), имеет смысл привести дополнительные  данные по F-22 – у прочих должны быть подобные и даже лучше в связи с прогрессом, так как они изготавливаются позднее.

 
Тактико-технические характеристики F-22

• Масса максимальная       - 38 000 кг
• Нормальная взлетная     - 30 206 кг (100% топлива)
• Боевая    - 25 776 кг (52% топлива)
• Нагрузка
o Нормальная     - 1116 кг (6+2 УР)
o Максимальная       - 10 370 кг
o Топливо                - 9 376 кг
o ПТБ                - 7 200 кг
• Нагрузка на крыло
o При максимальной массе    - 487 кг/м2
o При нормальной массе       - 387 кг/м2
o При боевой                - 330 кг/м2
• Процентный состав материалов в конструкции планера:
o Алюминиевые сплавы         - 16%
o Титановые сплавы               - 39%
o Композиты                - 24%

• Двигатель: 2х ТРДДФ Pratt & Whitney F119-PW-100
o Тяга статическая с форсажом       - 15 876 кгс
o Тяговооруженность:
; Макс. взл масса          - 0,83
; Норм. взл. масса        - 1,05
; Боевая (6+2 УР, 52% топлива) – 1,23

  Лётные характеристики:
• Максимальная скорость: 2 100 км/ч (2 М) или 2 600 км/ч (2,42 М) по разным данным
• Максимальная бесфорсажная скорость: 1850 км/ч (1,78 М)
• Крейсерская скорость: 950 км/ч
• Дальность:
o Без ПТБ, боевая                - 1900 км
o Без ПТБ, нормальная          - 2 500 км
o 100% внутри + 2 ПТБ         - 3 330 км
o 100% внутри + 4 ПТБ         - 5 700 км
o На скорости 1,78 М            - 1300 км
o Боевой радиус                - 760-1100 км
• Практический потолок              - 20 000 м
• Максимальная эксплуатационная перегрузка – 9,5 g
• Потребная длина ВПП               - 915 м
• Скорость крена 100 градусов в секунду

ЭПР от 0,0001 до 0,3-0,4 м2 (по данным разных источников)

  Авионика:
• РЛС с АФАР APG-77 с дальностью обнаружения 210 км (270-300 км по другим источникам)

• Станция предупреждения об облучении AN/ALR-94, из 30 датчиков по фюзеляжу для информации о радиолокационной обстановке и применения оружия, дальность действия до 250 миль

• ИК система предупреждения о ракетной атаке AN/AAR 56
     (данные по http://ru/wikipedia.org/Locheed/Boeing_F-22_Raptor)


ШЕСТОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Итак, с обликом истребителя пятого поколения всё более-менее ясно – в качестве образца для подражания имеем F-22 (который некоторые специалисты не относят или не вполне относят к пятому поколению), и истребители других стран если и будут его превосходить, то ненамного, тем более, что надо учесть его модернизацию. Но в мире уже встает вопрос о шестом поколении – в декабре 2012 года США объявили о начале работ по определению облика перспективного самолета (пока неясно, будет ли он многоцелевым, из-за чего есть два варианта названия – F-X и F/A-XX), а документация по облику истребителя шестого поколения должна быть представлена комиссией Пентагона в течение двух лет. Можно также определить сроки поставок его на вооружение – около 2030 года начнется процесс вывода из эксплуатации F-22, то есть поставки должны начаться в конце 2020-х годов. Если же всё пойдет так же тяжело, как с F-22, то с учетом двух-трех переносов и того, что конкуренты США вряд ли смогут наступать им на пятки, это может затянуться до 2035-2040 года. То есть ясно, что седьмым поколением США начнут заниматься не раньше 2050-2055 годов.
Разумеется, в рассуждениях об облике истребителя шестого поколения много очень интересной фантастики, однако имеет смысл не загромождать текст – фантастику не секретят, так как ею друг друга пугают, поэтому любой желающий легко найдет фантастику на тему гиперзвуковых летательных аппаратов в поисковиках. А здесь изложены реальные взгляды с учетом не только американских источников.

1. Максимальная скорость должна быть близка к границе гиперзвука – 5 М, то есть 4,3-4,5 М. Сейчас считается, что ТРДДФ могут обеспечить скорость до 5 М, хотя это и нелегкая инженерная задача, в связи с чем возможно применение двигателей, аналогичных стоявшим на SR-71 P&W J58-P4 с комбинированной турбопрямоточной схемой. Это позволит поднять статический потолок до 35-37 км и даже совершать длительные полёты по пологой горке на динамический потолок до 45-50 км с выключенными на время для экономии топлива двигателями.

2. Высокая экономичность двигателей при тяговооруженности до 1,5, управляемый вектор тяги. Вместе с полётом на горке это позволит получить боевой радиус до 3 000 км. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обязателен, скорее всего на скорости около 2 М.


3. Дальнейшее снижение РЛ-заметности. В связи с этим оружие только во внутренних отсеках.

4. Непременно сверхманевренность и пушка. Вместе с УВТ это даёт победу и в ближнем воздушном бою. Взгляды американцев, что бои между истребителями будут происходить только на дальних и средних дистанциях, ложны (хотя и понятно их желание беречь крайне дорогостоящие машины). В связи с низкой РЛ-заметностью и высокой скоростью сближения противоборствующих истребителей время на прицеливание весьма мало, отсюда велика и вероятность промаха ракетами средней дальности, в итоге весьма велика вероятность ближнего воздушного боя, в котором ракеты ближнего боя при энергичном маневрировании малоэффективны, то есть отказ от пушек необоснован, а напротив, необходимо совершенствование авиапушек.


5. Вооружение останется принципиально то же, то есть ракеты и пушка, лишь с улучшенными по сравнению с современностью показателями. Малогабаритные лазеры и ускорители элементарных частиц боевой мощности появятся еще не скоро. К тому же если лазер и хорошо подходит для поражения малоподвижных целей, то его применение по энергично маневрирующей цели неэффективно – «зайчик» лазерного луча действует не мгновенно, а  должен достаточное время удерживаться в одной точке, особенно при поверхности с высокой отражающей способностью.

6. Истребитель будет пилотируемым, так как искусственный интеллект в принципе невозможен – интеллект человека связан с разумом, интуицией и видением будущего, то есть в конечном итоге с душой как Богом созданной монадой. В этой книге выше уже приводились ссылки на книгу Мельникова «Бураном сожженные», что есть данные объективного контроля – в катастрофических ситуациях летчики и космонавты часто предпринимают правильные и спасительные действия еще до того, как наступили гибельные события. Значит, лучше сосредоточить усилия на создании спецметодик по отбору и обучению пилотов, чем пытаться сотворить разум вместо Бога. Тем не менее, создание экспертных систем, собирающих данные от разнообразных датчиков и их систем и выдающих рекомендации и варианты действий пилоту, облегчая его работу и повышая её эффективность, должно прогрессировать.


7. Прогрессивное БРЭО. Заменители ИЛС на шлеме пилота, «прозрачная кабина» (Ком. 2), позволяющая видеть всю сферу в воздушном бою, интеграция со всеми системами целеуказания и управления – наземными, воздушными, надводными и космическими, для оптимизации боевого применения очень дорогостоящей техники.

8. Самовосстановление истребителя. Выше было сказано о применении японцами на своём ATD-X технологии самовосстановления управления SRFCC, и это на истребителе пятого поколения. Вне всякого сомнения, подобные системы будут применены на всех истребителях шестого поколения. Однако нельзя не заметить, что такие системы по-настоящему можно отладить только при наличии реальных боевых повреждений, то есть они будут отлажены и актуальны лишь на седьмом поколении истребителей. Также будут применены элементы саморемонта конструкции и механизмов с тем же условием отладки по опыту боевых повреждений.


     СЕДЬМОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Выше уже говорилось, что США начнут работать над седьмым поколением истребителей не раньше 2050-2055 годов. Остальные страны, если поднажмут, могут начать эту работу одновременно с ними. Строить прогноз в такое отдаленное будущее трудно, однако несколько общих соображений высказать всё же можно. Так, есть фантастические предположения, что истребители седьмого поколения будут действовать как в атмосфере, так и в космосе. Это вряд ли – выход на орбиту, как и вход в плотные слои, требует скорости более 25 М, что означает сильнейший кинетический нагрев, и пока совсем не ясно, будет ли такой истребитель не просто многоразовым, а постоянно боеготовым в ходе боевых действий, а машины на один или несколько полётов при их астрономических стоимостях вряд ли нужны. Скорость истребителя должна расти, а ТРДДФ эффективны лишь до 5 М, причем с 3 М их эффективность заметно падает, то есть необходим переход на ПВРД, которые могут работать от 2,5-3 М до 5-6 М, при этом нельзя отказываться и от ТРДДФ, так как для запуска ПВРД истребитель надо разогнать до 2,5 М - 3 М – а это возрастание массы истребителя. Еще более высоких значений скорости до 10 М - 12 М позволяют достичь ПВРД со сверхзвуковым горением топлива (ГПВРД), однако они требуют охлаждения и очень сложной организации подачи топлива  (время на образование рабочей смеси не выше 1 мс). Поэтому топливо или должно содержать химически активные и крайне ядовитые добавки, либо применяться водород, который летуч, взрывоопасен и мало плотен. К тому же или ПВРД должен быть двухрежимным, то есть по достижении скорости 5 М энергично, чтобы не упала скорость, трансформироваться в ГПВРД, или надо сразу два типа ПВРД, при этом нельзя забывать и про ТРДДФ. Несомненно, что это неработоспособная конструкция. Положение могла бы спасти ядерная силовая установка (ЯСУ). Но даже если она и будет создана к 2050 году, то будет ли она достаточно легкой и компактной для установки на истребитель? Поначалу вряд ли – это как с эффективной системой саморемонта истребителя шестого поколения, скорее всего, поначалу ЯСУ сгодится только на тяжелые ВКС. Поэтому о скорости полета истребителя седьмого поколения можно сказать однозначно – 5 М - 6 М. Потолок – до 50 км, на горке – до 70 км. Самовосстановление уже будет совершенным, все остальные показатели улучшаются, сверхманевренность и пушка тут уже под вопросом, вооружение возможно в трёх вариантах: 1) традиционные ракеты; 2) боевые лазеры или ускорители (но поначалу они не очень совершенны) и 3) комбинация ракет и лазеров или ускорителей. Напоследок заметим, что применение истребителей седьмого поколения в космосе всё-таки возможно – так как в основе рассуждения лежал вывод о том, что ЯСУ летательных аппаратов к 2050 году будет создана, но тяжелая и некомпактная, то ведь ею можно будет оснащать тяжелые ВКС, которые будут носителями истребителей седьмого поколения для самообороны или других задач. Тогда на орбиту такой истребитель будет выходить на борту ВКС, и при необходимости входить в атмосферу и выполнять поставленные задачи с последующей посадкой на своих аэродромах. Насчет так называемого искусственного интеллекта можно сказать следующее. Да, тут уже возможны будут беспилотники, работающие группами по два- три под управлением пилотируемого истребителя и идущие впереди него. Связь и управление между ними должна быть лазерной, что исключает помехи со стороны противника, которые иначе могли бы привести к срыву выполнения боевой задачи.


   ВОСЬМОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Естественно предположить, что работа над восьмым поколением начнется с 2080 года. Это будет истребитель с совершенной ЯСУ (как вариант – в комбинации с импульсными детонационными двигателями), боевыми лазерами или ускорителями, он будет самостоятельно выходить на орбиту и возвращаться (или достигать скорости до 12 М в атмосферном варианте), его термозащита будет позволять многократные циклы полетов, бортовые компьютеры весьма совершенны, но пилот также будет совершенно необходим – космос же. Вопрос тут будет лишь в рабочем теле для ЯСУ. Если в плотных слоях атмосферы это с неизбежностью будет воздух, то в вакууме рабочее тело можно взять только из бортовых запасов, и таковыми могут быть только водород или гелий, то есть газы с минимальным молекулярным весом, что дает максимальную скорость истечения, а значит, и максимальную эффективность при маневрировании в космосе, при этом достаточно небольшого запаса для торможения при сходе с орбиты, а при достижении плотных слоёв опять можно в качестве рабочего тела использовать воздух.

По импульсным детонационным двигателям работы ведутся как в России в Курчатовском институте ( topwar.ru/22702-strasti-po-giperzvuku/html), так и в США (http://www.testpilot.ru/review/hiper/hiper/html).
Важное преимущество таких двигателей – что они могут работать с нулевой скорости в отличие от ПВРД и ГПВРД, хотя есть сложности с трансформацией сопел для дозвукового, сверхзвукового и гиперзвукового режимов. Рассчитывают на важные преимущества этих двигателей:

1. Высокие экономические показатели – их удельный импульс на 5-10% выше, чем у ЖРД; расход топлива на атмосферном кислороде на 30-50% меньше, чем у ВРД;

2. Простота конструкции, а значит, и высокая надежность. Подача топлива при низком давлении, то есть нет нужды в турбонасосных агрегатах, что снижает вес;


3. Низкие затраты на производство, в четыре раза дешевле обычных;

4. Практически мгновенный выход на рабочий режим и останов, широкие возможности по дросселированию тяги.


ВЫВОД 1. Догонять, слепо следуя за хвостом, то есть по кривой погони – способ не самый лучший, неэкономичный и недостойный звания человека (так догоняют добычу дикие хищники). Да, Россия сейчас отстаёт в области истребителей от США, но догонять лучше по прямой с нацеливанием в точку упреждения, нацелившись на седьмое поколение истребителей и имея запасную цель – восьмое поколение. Это означает, помимо работы над истребителями, - разработку боевых бортовых лазеров и ускорителей, а также авиационно-космических ЯСУ и импульсно-детонационных двигателей.

Для прояснения облика и взглядов на эксплуатацию всех продвинутых поколений истребителей рассмотрим несколько разработок скоростных и высотных аэрокосмических систем из обширного множества в основном не летавших проектов.

-----1. Двигатель SteamJet, который  проектировался при участии российских специалистов фирмой MSE Technology Applications                ( http://www.testpilot.ru/review/hiper//htm ). Он представляет обычный ТРД с инжектором, обеспечивающим  впрыск воды, жидких воздуха или кислорода в канал воздухозаборника (система MIPCC), что повышает эффективность работы компрессора и снижает температуру торможения входящего потока воздуха. Компьютерное моделирование  Иследовательской лаборатории ВВС США AFRL (Air Force Research Laboratory) продемонстрировало работоспособность двигателя SteamJet на скоростях от 0 до 6 М, при этом расход топлива оказался меньше, чем у комбинированной турбопрямоточной СУ (SR-71), а тяговооруженность на уровне ПВРД, что открывает этому двигателю возможность использования для разгонщиков космических аппаратов или атмосферных скоростных самолетов. Двигатель SteamJet планировалось установить на разгонщик частично многоразовой системы Rascal, которая предназначалась для запуска сразу двух военных спутников массой 75-100 кг с ракетными блоками. Разрабатывавшийся компанией Space Launch самолет-разгонщик MPV представлял собой высокоплан с треугольным крылом и двумя килями с абляционной теплозащитой и элементами из титана и стали взлётной массой 36,3 т при длине 27,1 м и размахе крыла 27, 4 м. СУ из четырех ТРДДФ F-100 фирмы Pratt & Whitney со встроенной системой MIPCC обеспечивала тяговооруженность около 2:1. Взлет с обычной полосы, после набора высоты 9 км – разгон до 4 М с выходом на высоту 36 км, после чего выполняется вход в горку и отключаются двигатели. При достижении вершины горки на высоте 58-60 км производится отделение и старт ракетных блоков со спутниками, разгонщик, снизившись, запускает двигатели и садится на место старта.

------2. С 1974 г. в СССР В. М. Мясищевым разрабатывался ВКС М-19 стартовым весом 500 т с перспективой установки ЯСУ, которую так и не сделали. (  ). Он в варианте с ЯСУ должен был выводить на орбиту 30 тонн полезной нагрузки, а также иметь возможность периодически погружаться в атмосферу до высот 50-60 км для выполнения боевых задач и пополнения рабочего тела для ЯСУ (воздух) с последующим возвратом на орбиту. Энергетика ЯСУ должна была обеспечить длительное автономное пребывание и свободное маневрирование в космосе, что, помимо решения боевых задач, позволяло бы осваивать как геостационарную орбиту, так и области удаленного космоса, в том числе Луну и окололунное пространство. На первом этапе прототип ВКС без ЯСУ с использованием водорода и ПВРД должен был использоваться как гиперзвуковой бомбардировщик со скоростью полета 6 М, высотой 30 км и радиусом действия 10 000 км, а также для вывода на орбиту до 40 тонн нагрузки. К сожалению, этот проект не был реализован, но это хороший пример, что такие корабли реальны, к тому же они крайне необходимы для освоения околоземного космоса, заселения его и развертывания в нём промышленности в духе К. Э. Циолковского. А что касается военного аспекта, то именно такой корабль мог бы иметь на борту космоистребители для обороны и прочих боевых задач.

-----3. С 1965 г. в СССР в филиале ОКБ 155 Микояна Г. Е. Лозино-Лозинским разрабатывлась АКС «Спираль», стартовым весом в 115 тонн в составе  гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГСР) «50-50», орбитального самолёта (ОС) «50» и двухступенчатого ракетного ускорителя (buran.ru/htm/spiral.htm , sergib.agava.ru/russia/Mikoyan/spiral_1.htm ). ОС проектировался одноместным в четырех вариантах: дневной фоторазведчик, РЛ-разведчик, перехватчик космических целей и ударный ВКС с ядерной ракетой весом 1800 кг, - на орбиту 130-150 км с наклонениями 45-135 градусов (перехватчик – до 1000 км); вес ОС 8-10 тонн, при этом ОС имел ТРД для маневра в атмосфере, а пилот размещался в спасательной капсуле, позволявшей самостоятельно возвращаться на Землю при повреждении ОС на орбите. ГСР проектировался в двух вариантах: 1) в консервативном с керосином в качестве топлива и 2) в перспективном с жидким водородом. В первом варианте достигалась скорость 4 М и высота 22-24 км, во втором 6 М и 28-30 км. ГСР оснащался четырьмя двигателями с общим воздухозаборником и общим соплом: в первом варианте ТРДФ Р-39-300 Лифшица Г. Л. из ОКБ-300, во втором АЛ-51 ОКБ-165 А. М. Люльки. Особенностью двигателей АЛ-51 было то, что пары водорода вращали турбину, служившую приводом компрессора, но турбина была вынесена из контура камер сгорания, газификатор-испаритель водорода находился на входе в компрессор, эффективно охлаждая воздух на входе; а то, что турбина вынесена из зоны горения, позволяло радикально поднять температуру, что и обеспечивало скорость до 6 М. Эта схема избавляла от необходимости комбинировать ТРД с ПВРД, что экономило вес. Водородный двигатель был уникален, и получил название ракето-турбинного пароводородного двигателя – РТДп. Эта система позволила бы при применении фтора в ракетном ускорителе и ОС выводить на орбиту до 9% и более от стартового веса со стоимостью в 3-3,5 раза меньше, чем у ракет на том же топливе. Также был вариант гиперзвукового разведчика с дальностью на керосине 6 000-7 000 км при 4 М - 4,5 М и на водороде до 12 000 км при 6 М, рассматривался даже вариант гиперзвукового пассажирского самолета; нетрудно представить, что ГСР смог бы стать и дальним высотным гиперзвуковым бомбардировщиком.

Нетрудно сделать вывод, что подобная система сможет быть разгонщиком для многоцелевых космоистребителей седьмого и восьмого поколений и увеличивать радиус действия истребителей шестого поколения. 

-----4. Проект Skylon c двигателями SABRE фирмы Reaction Engines Limited. (science.compulenta.ru/693595/ , ru.wikipedia.org/wiki/Skylon). Беспилотный космоплан стартовым весом 275 тонн, взлетающий и садящийся на обычные полосы и доставляющий на низкую экваториальную орбиту (до 400 км) 12 тонн груза. Фирма заявляет о снижении стоимости подъема на орбиту килограмма груза в 15-50 раз (до $ 500-1000). Двигатели SABRE – сложная комбинация ВРД-ЖРД с четырьмя КС и вспомогательных прямоточных КС, кольцом расположенных вокруг ЖРД; в основные КС подается турбокомпрессором на гелиевом цикле воздух и охладивший его газифицированный водород в режиме ВРД или жидкие водород и кислород в режиме ЖРД. Космоплан взлетает с обычных полос, на скорости 5,5 М и высоте 26 км переходит с режима ВРД на ЖРД, то есть с питания атмосферным воздухом на бортовой жидкий кислород, и выходит на орбиту; после доставки груза и приема груза с орбиты входит в атмосферу и садится на обычную полосу.

12.06.2012 фирма заявила об успешном испытании устройства предварительного охлаждения поступающего в SABRE воздуха – самого «тонкого» и критически важного компонента конструкции. Производство SABRE обещают к 2017 году, причем и в чисто атмосферном варианте.

Ясно, что подобная система также смогла бы выводить на орбиту многоцелевые космоистребители седьмого и восьмого поколений или увеличивать их радиус действия в атмосфере. Более того, двигатели, аналогичные SABRE, могут устанавливаться непосредственно на истребители для достижения скорости до 5,5 М в варианте ВРД для седьмого поколения или, при наличии на борту жидкого кислорода, до 12 М и выше при переходе с ВРД на ЖРД, что соответствует восьмому поколению.

Можно констатировать, что для перспективных истребителей, судя по 1), необходимо наличие на борту запаса воды (о чем пишется в Прологе, имея в виду кабину лётчика, заполненную водой) или сжиженного воздуха (который можно получать на борту в ходе полета начиная с запуска двигателей, занимая им освобождающиеся от топлива ёмкости), а по 2), 3) и 4) необходим запас водорода, причем в двух видах: если до 4,5 М допустим сжатый до высокого в трубах кессона давления газ (при этом энергия давления должна использоваться для вращения турбины, не находящейся в проточной части камер сгорания), то при больше 4,5 М выгодно использовать охлаждающий потенциал жидкого водорода. При этом для упрочнения крыла совсем не обязательно трубы кессона заполнять именно газом под высоким давлением. Учитывая, что жидкости практически не сжимаемы, трубы кессона можно заполнять жидким водородом, предусмотрев баллоны высокого давления с газообразным водородом, соединенные трубками с трубами кессона – газ, передавая давление в трубу кессона, вынудит и жидкий водород работать на упрочнение крыла. Точно так же можно заполнять трубы кессона керосином, а давление в трубах создавать воздухом, возможно от компрессора высокого давления.  Нельзя не отметить малое время пребывания на боевом дежурстве истребителей с жидким водородом в кессонах в связи с его выкипанием, однако эта проблема станет актуальной начиная с седьмого поколения. Эту проблему можно решить, помещая дежурный истребитель в спецбоксы с температурой жидкого водорода, предусмотрев быстрый подогрев кабины и оборудования при тревоге высокочастотными излучениями. Учитывая фантастические стоимости грядущих поколений истребителей, для быстрого вывода их из под ударов и увеличения их боевых радиусов необходимо их базирование, помимо гиперзвуковых разгонщиков, на тяжелых самолетах и гидросамолетах, о чем говорится в Прологе. При этом весьма желательны маневренные тяжелые самолеты на перегрузки 5-9 g, что легко осуществить, применив упрочнение их крыльев по предложенной идее с трубчатыми лонжеронами, наполненными керосином под высоким давлением воздухом от спецбаллонов и компрессора – при большой относительной толщине профиля это будет гораздо эффективнее на трансзвуковых самолетах, чем в случае со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми истребителями.

ВЫВОД 2. Для успешной реализации ВЫВОДА 1. России категорически необходимо реализовать техническую идею крыла, с кессоном из труб, упрочненным высоким давлением водорода или керосина на торцы труб, изложенную в Прологе, с одновременным применением идеи К. Э. Циолковского о помещении пилота в воду для повышения переносимости перегрузок.


III

ИЛЛЮСТРАТИВНЫЙ РАССЧЕТ
(ПРОЕКТ «СТРИЖ»)

Автору множество раз доводилось видеть, как вороны гоняют белых орланов, степных орлов, ястребов, коршунов, соколов, цапель и журавлей, прогоняя их из своих мест обитания, даже если крупные птицы просто пролетают мимо, не покушаясь ни на что. Вороны никогда в одиночку не действуют, минимум – боевая пара. Эти наглые, быстрые и маневренные птицы заходят по очереди сзади и клюют и хватают клювами гордых хищников, не говоря уж о цаплях и журавлях,  и те ничего не могут поделать, так как не успевают уворачиваться, и в итоге в панике бегут. Однако в нашем городе живет много стрижей, и часто можно видеть, как два-три стрижа гоняют ворону. Это момент отмщения за всех обиженных крупных птиц. Тут уже вороны ничего не могут поделать, так как стрижи гораздо быстрее и маневреннее, -  и в панике ретируются. Поэтому хочется назвать этот проект истребителя «Стриж» - самолет достаточно маленький и легкий по современным меркам для истребителя, и, вне всякого сомнения, великолепно будет гонять американских «ворон».

Предупреждаю читателей, что кессон крыла и истребитель схематически рассчитываются на рабочую перегрузку 30 g с коэффициентом запаса прочности 1,5. Это может показаться фантастически большой величиной, но на самом деле это небольшая перегрузка – ведь биофизические расчеты говорят о переносимости человеком, помещенным в жидкость с плотностью, равной средней плотности тела данного индивида, в 50 g сидя, 75 g полулежа, 400 g  лежа и 1000 g кратковременно в течение долей секунды. Однако необходимы пояснения. Что будет, если в силу необходимости по пункту 1) вода из кабины будет израсходована? То есть «Стриж» в силу неспособности пилота без воды переносить 30 g становится инвалидом на 9,5 g? Или если газ или жидкость из верхних труб кессона израсходованы, а восстановление давления закачкой воздуха в силу технической неисправности или боевого повреждения не произошло? Опять те же 9,5 g, несмотря на то, что пилот может вынести тридцатник?

Обратим внимание на статью «За границами возможного» Михаила Симонова, генерального конструктора АО «ОКБ Сухого»    (www.aviapanorama.narod.ru/.../bey.htm ). Он рассказывает, что в ДОСААФ СССР произошло сразу несколько катастроф спортивно-пилотажных самолетов со всеми признаками, что эти борты в предшествующих тренировочных полётах подвергались действию перегрузок выше расчетной предельно допустимой в 12 g. Так как спортсмены до катастроф садились целыми и невредимыми, то из этого вытекало, что вопреки всему человек способен переносить перегрузку выше 12 g без повреждений, потери сознания и без противоперегрузочных костюмов. Поэтому было принято решение построить самолет Cу-26 с учетом переносимости 12 g, но при этом установлен дополнительный «коэффициент незнания» в 1,25 на случай, если будут спортсмены-гиганты и супермены. То есть максимальная эксплуатационная перегрузка была 15 g, а рассчетная – 22,5 g, причем такова же была и отрицательная перегрузка. В итоге Cу-26 пользовался большой популярностью во многих странах.

Нельзя полностью согласиться с Симоновым, что тут дело только в натренированности спортсменов. У спортивных самолетов очень мало время маневров, поэтому, во-первых, кровь не успевала утечь из мозга, а во-вторых, в тканях мозга просто не успевал использоваться кислород. Однако предлагаемый здесь проект также будет весьма быстро совершать маневры, а пилот должен быть в ППК. То есть в будущем рабочие проекты надо также рассчитывать на эксплуатационную перегрузку в 15 g в случаях отсутствия давления в трубах кессона и израсходования воды в кабине.

В своё время немцы были поражены небывалой прочностью FW-190 – он рассчитывался с коэффициентом безопасности аж 1,2, в то время, как предыдущие истребители и машины других германских конструкторов на 1,1. Понятно, что немцы очень педантичны и аккуратны во всём, в том числе и в пилотировании истребителей, и параметры авиационных материалов у них выдерживались строго и точно. Но пора бы и в России всё-таки взять с них пример. К тому же современными истребителями управляет электроника и компьютеры, возможно, что они хотят жить больше, чем русские разгильдяи (автор не хочет сказать, что все русские – разгильдяи, но всё-таки их у нас очень много), поэтому при расчете на 30 g будущих прототипов имеет смысл остановиться хотя бы на коэффициенте безопасности в 1,3, что очень снизит вес планера. Но данный расчет будет выполнен на коэффициент безопасности 1,5.


а) ФОРМУЛА СУЩЕСТВОВАНИЯ

В связи с желательностью размещения истребителя на тяжелых носителях применимы два взлётных веса – нормальный для старта с носителя (17 500 кг) и максимальный для старта с земли (23 500 кг). Так как исходить надо из реальности, то, учитывая, что полезная нагрузка Бе-200 составляет 20 тонн, нормальный вес выбран в 17 500 кг, так как помимо истребителя надо рассчитывать на вес обслуживающих техсостава и оборудования. Поэтому формула существования составлена только на вес 17 500 кг – учитывая, что рост веса до 23 500 обусловлен лишь добавкой веса топлива, который однозначно конкретизируется объемом кессона, и весом вооружения, то все желающие легко могут просчитать изменение формулы.
 
Итак, формула существования для массы 17 500 кг.

1. Фюзеляж и оборудование     -4 130 кг 23,6%
2. Крыло -3 325 кг     19%
3. Оперение - 1 050 кг       6%
4. Кабина -1 750 кг      10%   
5. Силовая установка -2 450 кг      14%
6. Экипаж -   227 кг      1,3%
7. Шасси -   700 кг       4%
8. Топливо -2 975 кг       17%
9. Вооружение -   893 кг       5,1%
       Итого         -17 500 кг       100%

Комментарии к формуле:

1. Учитывая необходимость особо высокой прочности из-за перегрузки 30  g, в конструкции желательно применение 4-х труб вдоль фюзеляжа с обмоткой суперволокном и высоким давлением водорода, как в крыле, и обшивка фюзеляжа из пенометаллов.
2. Так же панели обшивки из пенометаллов.
3. Без комментариев.
4. Вес катапультного кресла К-36ДМ – 122 кг, в кабине 1000 кг воды, 628 кг на остальное оборудование и усиление низа кабины для сопротивления высокому гидростатическому давлению при 30  g вполне приемлемо.
5. Сухой вес РД-33 равен 1050 кг. С учетом прогресса двигателестроения веса в 2 450 кг достаточно для двух ТРДДФ и одного РТДп, тем более что при газообразном водороде в трубах кессона крыла можно просто отбирать воздух для ракетного сопла от компрессоров маршевых двигателей, а энергию давления водорода использовать для привода компрессора, восстанавливающего давление в трубах по израсходовании водорода.
6. Вес пилота, парашюта, акваланга и ВКК-ППК.
7. Масса шасси относительно низка вследствие малых взлетной и посадочной скоростей, что обусловлено большой площадью крыла.
8. Сумма 2 846 кг керосина в кессоне крыла и 147 кг водорода за вычетом 5 кг невырабатываемого остатка керосина и 13 кг водорода (так как водород подается в КС, где давление 68 ат; однако заметим, что этот водород может быть использован при заходе на посадку на пониженных режимах работы воздушно-водородного двигателя).
9. Исходя из веса Р-27ЭА средней дальности 350 кг, четырех Р-73 малой дальности по 105 кг и веса боекомплекта для пушки ГШ-30-1 123 кг.

Общий комментарий. Заметим, что суммирование в формуле существования отчасти условно. Так, вес воды в кабине отнесен к весу кабины, но она, будучи распылена на входе в компрессоры двигателей, повышает их тягу и эффективность, и может быть отнесена к весу топлива. Водород в крыле отнесен к топливу, но, работая на повышение прочности крыла, может быть отнесен и к весу крыла; кроме того, высокое давление водорода также дает энергию, эквивалентную определенному количеству сгоревшего керосина . Общий вес топлива на борту – 2 993 кг, но, учитывая теплоту сгорания водорода, эти 2 993 общих килограмма эквивалентны 3 270 кг керосина (заглядывая в будущее, надо заметить, что охлаждающая способность жидкого водорода тоже эквивалентна керосину, энергия которого была бы потрачена на его сжижение). Таким образом, для самолетов подобной конструкции надо вводить синергетический показатель эффективности для сравнения степени совершенства разных моделей подобных самолетов между собой и разных классов самолетов. Однако для этого должны появиться реальные прототипы.


б) ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Для иллюстративного расчета выбран симметричный профиль с относительной толщиной 6% NACA-0006 (именно NACA!) вследствие очень хороших характеристик на закритических углах атаки (так как отклоняемый носок крыла не предусматривается по причинам, которые будут изложены ниже) и высокого максимального аэродинамического качества 22,9 при угле атаки в 4 градуса.

Координаты профиля:
X          I 0 I 0,0125   I 0,025     I 0,05       I 0,075     I 0,1         I 0,15       I
Yв=Yн I 0 I 0,00947 I 0,01307 I 0,01777 I 0,02100 I 0,02341 I 0,02673 I
X          I 0,2         I 0,25     I 0,3     I 0,4         I 0,5         I 0,6        I   0,7       I
Yв=Yн I 0,02869 I 0,02971 I 0,030 I 0,02902 I 0,02674 I0,02282 I 0,01832 I

X          I 0,8        I 0,9         I 0,95       I 1
Yв=Yн I0,01312 I 0,00724 I 0,00403 I 0,00063

Аэродинамические характеристики профиля:
 ; в градусах            Cy           Cx            Cm
-2 -0,150   0,007   -0,0365
 0   0   0,0054    0
 2   0,150   0,007    0,0365
 4   0,320   0,014    0,0780
 6   0,470   0,021    0,114
 8   0,610   0,038    0,148
10   0,720   0,070    0,190
12   0,810   0,140    0,234
14   0,850   0,200    0,270
16   0,880   0,250    0,290
18   0,870   0,295    0,312
20   0,850   0,330    0,325
22   0,835   0,360    0,332
24   0,830   0,396    0,342
26   0,825   -    0,347
28   0,822   -    0,352
30   0,818   -    0,357


в) МАКСИМАЛЬНАЯ ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА

Данные для расчета:

• Ny экспл max = 30 g     - Максимальная эксплуатационная перегрузка
• ;макс = 14о              - Максимально допустимый угол атаки
• Cy 14 = 0,850         - Соответствующий коэффициент подъемной силы
• ;0 = 0,125 кг ; с2/м4 – Массовая плотность воздуха у земли
• V = 255,225 м/с  - Скорость полета, 0,75 М
• S = 152 м2      - Площадь крыла (Рис 1, Лист 1)

Аэродинамические характеристики профиля заданы в поточной системе координат, а для расчета прочности необходима связанная система координат, переход выполняется по соответствующим формулам. Однако при углах атаки до 14 градусов применимо существенное упрощение:

Cx a = Cx + Cy ; ;  (; в радианах)

Cy a = Cy

В соответствии с классической формулой аэродинамики подъемная сила составит Y=526 003,89 кг, что по отношению к установленной массе в 17 500 кг даёт максимальную эксплуатационную перегрузку 30 g.

Комментарий: Для предотвращения сваливания при пилотировании устанавливается запас от максимально допустимого угла атаки до критического в два-пять градусов. В данном случае этот запас выбран в два градуса в связи с пологим ходом графика коэффициента подъемной силы после достижения критического угла атаки, равного шестнадцати градусам.

Допущение. В связи с интегральной компоновкой, несущим фюзеляжем и участием ГО в создании подъемной силы считаем, что они полностью компенсируют то, что средняя часть крыла скрыта в фюзеляже. На самом деле, аэродинамическое качество самолета при интегральной компоновке может быть весьма велико даже при стреловидном крыле, что показывает пример Су-27 с максимальным качеством 13. Таким образом, аэродинамическую нагрузку воспринимают консоли ( Рис 1, Лист 1).

г) Расчетная нагрузка на консоль

Данные для расчета:
• S конс = 58,6 м2     - Площадь консоли крыла
• f = 1,5                - Коэффициент запаса прочности

Допущение: В связи с применением специфической законцовки крыла (Рис. 9, Лист 7), формулу Прандтля для учета влияния концов крыла на коэффициент подъемной силы не применяем.

Yконс экспл =202 787,187 кг
Yконс расч=304 181 кг

д) Выбор материалов, параметров и условий

1. Волокно из углеродных нанотрубок. В 2010 году в Южно-Калифорнийском университете США была продемонстрирована прочность углеродных нанотрубок в 98,9 ГПа. С учетом того, что теоретическая их прочность 130-140 ГПа, но прочность волокна будет в любом случае ниже, особенно в начале промышленного производства, примем для расчета прочность 50 ГПа. (При этом остается оперативный простор для прогресса предлагаемой конструкции кессона за счет повышения прочности волокна).

2. Материал для труб кессона. Сталь 30ХН2МФА при закалке на 850 градусов и отпуске на воздухе при 200 градусах дает ;в=1 710 МПа=1,71 ГПа. У углеродистых сталей при максимальном наклепе (обжим 96-98 %) достигается прочность 3,9 ГПа. Рекордные значения прочности стали 4,86 ГПа, но в виде проволоки. Титановые сплавы дают показатели: ВТ 18 и  ВТ-20 950-1150 МПа, ВТ 8 1050-1250 МПа, ВТ 14 1100-1250 МПа. В принципе для труб кессона применимы оба материала, но, учитывая, что у титановых сплавов очень высокая переносимость усталости, а у стали средняя; что титан не страдает в агрессивных средах, а сталь страдает, то титан предпочтительнее. Поэтому для расчета возьмем максимальную прочность ВТ 14 (это оправдано тем, что для изготовления кессона всегда можно выбрать самые прочные образцы труб. При том предел прочности ВТ19 достигает 1,8 ГПа, но неэтично рассчитывать на рекордные параметры). Итак, ;в=1,25 ГПа. Предупреждение: для титана и его сплавов характерна водородная хрупкость, поэтому необходимо исследовать, не будет ли при высоком давлении в трубах происходить растворение водорода в титане, и если да, то применить защитное покрытие внутри труб.

3. Рабочее давление водорода в трубах кессона. Водород сжимается пропорционально повышению давления до 600 ат, потом линейность нарушается. Так, при 2 700 ат он сжат в 1 000 раз по сравнению с первоначальным объемом, а при 5 000 ат – в 1 163 раза. Поэтому, как ни соблазнительно иметь очень прочное крыло, целесообразно применить давление до 1 000 ат, так как иначе при расходовании небольшого количества водорода будет очень быстро падать давление в трубах. Поэтому для расчета примем рабочее давление 800 кг/см2, при этом водород сжат в 750 раз по сравнению с первоначальным объемом. Впрочем, наверняка в будущем для достижения особо высокой прочности крыла при росте эксплуатационных перегрузок выше 30 g будут применяться и давления в тысячи атмосфер. Выше уже говорилось, что при гиперзвуке  целесообразно трубы наполнять жидким водородом, а высокое давление поддерживать дополнительным баллоном с водородом. Однако при расходовании давление быстро упадет, а с ним и прочность крыла, а восстанавливать давление подачей воздуха крайне опасно, отделять же на борту азот от кислорода воздуха сложно. Поэтому в случае с жидким водородом целесообразно в верхних трубах кессона хранить керосин – на него безопасно давить воздухом, а жидкий водород хранить в рядах труб, расположенных  ниже в крыле – кстати, при этом верхний ряд труб с керосином выступит хорошим теплоизолятором.

4. Условие обмотки труб волокном из углеродных нанотрубок. В соответствии с формулой Лапласа для оболочек под давлением в приложении к цилиндру меридиональные, то есть параллельные оси трубы напряжения в два раза меньше окружных. Поэтому волокно надо наматывать под углом 27 градусов к оси трубы, так как катет этого угла равен 0,5 - и две части напряжения в волокне потратятся на окружные напряжения, а одна часть – на меридиональные. Но тогда длина волокна по отношению к расчету только по окружным напряжениям, как и толщина намотанного слоя, возрастут в 1/cos 27о, что составляет 1,122
 
е) Расчет толщины стенки трубы кессона и толщины
         слоя волокна из углеродных нанотрубок

Расчет по выводу из формулы Лапласа для цилиндра:

;окр=PR/t, где
• ;окр  - окружное напряжение,
• P     - давление,
• R     - характерный радиус, т.е. радиус до t/2. 
• t      - толщина стенки
•
Данные для расчета. Данные даны выше, в пунктах 1-4. Дополнительные данные:
• Rу=4,95 см     - характерный радиус слоя из волокна,
• Rт=4,75 см     - характерный радиус титановой трубы
Таким образом, толщина слоя из волокна на углеродных нанотрубках составит 0, 077 см=0,77 мм. Но с учетом коэффициента 1,122 получим 0,94 мм. Примем 1 мм.

Толщина стенки титановой трубы составит 0,298 см. Примем 3 мм.
 
Таким образом, имеем двойной запас прочности у трубы с обмоткой, что верно для высокого давления в 800 ат. При этом заметим, что торцы труб кессона лучше всего оформлять как полусферы, а, учитывая, что меридиональные напряжения в два раза меньше окружных, полусферический торец также имеет двойной запас прочности. Однако это еще не всё. С одной стороны, трубы надо увязывать в единую конструкцию кессона, с другой стороны, цилиндры с высоким давлением упрочняют кольцами. Поэтому с некоторым периодом надо наклеить на трубы дюралюминиевые кольца сечения 5 на 10 миллиметров на подкладку из тонкого слоя проклеенного волокна из углеродных нанотрубок, расположив кольца в шахматном порядке, и свинтить или сварить трубы в единый кессон, а сверху и снизу привинтить панели обшивки из пенометаллов. Стоит ожидать, что кольца с подмоткой волокном ещё повысят запас прочности труб не менее, чем на 0,5. Итого в сумме запас прочности около 2,5, что очень важно для боевой машины. Смысл дополнительной подмотки волокна под кольца в том, чтобы избежать процарапывания или передавливания слоя основной обмотки – при  тонком слое в 1 мм это было бы крайне опасно для прочности конструкции.


ж) Расчет масс кессона, керосина внутри него и водорода
внутри труб кессона

Допущение. Одна из целей рассчета - сравнить массу кессона с трубами, содержащими водород под высоким давлением, с массой классического кессона из дюралюминия при равных расчетных перегрузках. Поэтому, исходя из предположения, что толщина вертикальных стенок одинакова в обоих случаях, их масса не рассматривается.

• Геометрические параметры кессона (Рис. 8, Лист 6). Кессон вписан в крыло прямолинейными образующими, верхние образующие в каждом сечении параллельны нижним. На трубы консолей смонтированы дюралюминиевые кольца сечением 5 на 10 мм с шагом 0,5 м по 272 на консоль. Число труб – 16 шт., диаметром по 100 мм. Поскольку нет конкретных конструкций механизмов разгрузки нижней панели натяжением для компенсации растяжения от подъемной силы, то есть нельзя говорить о весовом выигрыше, нижняя панель работает классически пассивно и представляет собой дюралюминиевый лист толщиной 1,5 мм как основу с наклеиванием 0,5 мм ВУН с продольной ориентацией.   
o L=20
o L консоли=8м
o Внутренняя ширина кессона – 1 675 мм (100 мм по 16 плюс 5 мм по 15). Имея в виду три продольные внутренние стенки через 4 трубы толщиной 2 мм, для определения объема под керосин имеем 1 669 мм.
o Высота у хорды B1 – 334 мм. За вычетом диаметра трубы и округленной до 2 мм толщины нижней полки плюс 1 мм запаса имеем верхнее основание трапеции в 231 мм.
o Высота у хорды B2 – 405 мм. На тех же резонах, что и выше, имеем нижнее основание в 302 мм.
o R трубы – 5 см, R внешний титанового фрагмента – 4,9 см, R внутренний – 4,6 см. Отсюда площади двух колец – из ВУН 3,11  см2 и из титана 8,95 см2, а также внутреннего круга 66,48 см2 для рассчета объема и массы водорода и силы давления водорода на торцы.
o Объем нижней части кессона консоли – 3,558 м3, обеих-7,116 м3
o Объем титана – 286 400 см3
o Объем обмотки труб ВУН – 99 520 см3
o Объем волокна из УН нижней панели – 71 690 см3
o Объем водорода – 2 127 360 см3
o Объем дюралюминия колец – 4 488 см3
o Объем дюралюминия нижней панели – 50 250 см3
• Определение сухих масс кессона и консоли, масс керосина при нормальном взлетном весе и максимальном, массы водорода общей и приходящейся на одну консоль.
Дополнительные данные для расчета
1. ;тит сплава=4,32 г/ см3
2. ;водорода=0,0000899 г/см3 = 0,0899 кг/ м3
3. ;вун=1,45 г/ см3
4. ;дюраля=2,65 г/ см3
5. ;кер Т-8В=800кг/ м3
6. Теплота сгорания H2=120,9 МДж/кг
7. Теплота сгорания топлива Т-8В=40,8 МДж/кг
o Сухой вес кессона. Титан труб – 1 237,248 кг; ВУН труб – 144,304 кг; ВУН нижн. пан – 23,7 кг; дюралюминий нижн. пан. – 124, 388 кг; дюралюминий колец – 23,786 кг. Итого – 1 553,6 кг
o Сухой вес консоли. В пропорции 8/20 от массы кессона – 621,44 кг
o Масса авиатоплива Т-8В норм. – 2,846 т, макс – 5,693 т
o Масса керосина в консоли – 1,423 т
o Плотность водорода составит 67, 425 кг/ м3, отсюда масса водорода – 147,4 кг.
o Масса водорода в консоли в пропорции 8/20 – 58,96 кг
o Полная масса консоли – 2 103,4 кг
o Общий вес топлива норм. – 2,993 т
o Общий вес топлива макс. – 5,840 т

Заметим, что по соотношению теплоты сгорания керосина и водорода,147,4 кг водорода равны 425 кг керосина. Также надо заметить, что в массе кессона надо было учесть заделку торцов труб, но выше говорилось, что торцы надо оформлять полусферами, а так как полусфера легче, чем цилиндр длиной в радиус и с плоской заделкой, то этот фактор автоматически учтен.

з) Расчет полок кессона на прочность


Аналитико-графическим методом получаем расчетные значения перерезывающей силы консоли – 202 787 кг, и классического суммарного изгибающего момента 733 348 кг;м. Однако в предлагаемой конструкции есть противодействующий момент от давления водорода на торцы труб. Определим его:

Данные для расчета:
• Исходя из высоты кессона в сечении B2=405 мм, сечения трубы в 100 мм и того, что точкой приложения силы давления газа является центр круга, плечо равно 355 мм=0,355 м
• Исходя из давления водорода 800 кг/см2, площади внутреннего круга трубы 66,48 см2 и числа труб 16 сила давления будет равна 850 944 кг.
Отсюда разгружающий момент равен 302 085 кг;м
Интегральный изгибающий момент крыла М;=461 263 кг;м

Определим напряжение в трубах кессона с учетом только площади сечения титановых труб, на плече от нижней образующей до центра круга, то есть 0,355 м. Сила сжатия 1 299 332 кг. Суммарная площадь сечений труб – 143,2 см2. Получаем напряжение 0,890 ГПа, при том, что прочность задана в 1,250 ГПа, то есть прочность верхней полки кессона гарантируется даже без учета прочности слоя из ВУН.

Определим напряжение в нижней полке кессона. Тут плечо будет 0,405 м. Сила растяжения 1 138 921 кг. При площади ВУН 8,375 см2 получаем напряжение 13,340  ГПа при заданном значении 50 ГПа, что говорит о том, что слой 0,5 мм ВУН чрезмерно прочен, но делать его тоньше нецелесообразно по технологическим причинам. При этом есть еще и прочность дюралюминиевого листа. Однако в таких запасах прочности есть смысл. Они позволят маневрировать с перегрузкой в 30 g также и варианту «Стрижа» с максимальной взлетной массой 23 500 кг. В отдаленном будущем, по мере прогресса в прочности материалов и пенометаллов, а также технологий, рабочую перегрузку можно повышать, не увеличивая площади крыла при той же массе, а применяя отклоняемый носок и синхронно с ним отклоняемые вниз на равные углы элероны и закрылки в соответствием с концепцией адаптивного крыла, а вес конструкции уменьшить за счет понижения коэффициента безопасности до 1,3, как уже говорилось выше.

Обратим внимание, что в крыле еще много места под топливные баки, которые можно применять при перегоне «Стрижа» на большие расстояния, то есть когда топливо заливается взамен массы вооружения. При этом, учитывая малую скорость взлета, можно заправлять до массы больше 23 500 кг. Это предпочтительнее, чем ПТБ, применяемые на F-22 при перегонке.

Рассчитаем кессон на сопротивление перерезывающей силе. Для трубчатого лонжерона применима формула:

D;tст  = 0,7 Q;f/;прц , где диаметр труб D – 10 см;
       толщина стенки t – 0,3 см;
      перерезывающая сила Q – 202 787 кг;
      коэффициент безопасности f – 1,5;
      ;прц – предел пропорциональности касательный

Для титанового сплава ВТ14 ;прц = 840 МПа = 8 563 кг/см2 (по минимуму). Определим величину касательного напряжения в трубах кессона с учетом их количества, то есть левую часть формулы умножим на 16:

; = 4 583 кг/см2

Полученное значение касательного напряжения существенно ниже предельного, то есть консоли крыла выдержат перерезывающую силу с запасом и даже пока без учета прочности вертикальных стенок кессона.

Расчет кессона на кручение не выполняется в связи с неопределенностью конструкции панелей обшивки.
   

и) Расчет массы равнопрочного кессона из
    дюралюминия

Допущение. Высота кессона по корню консоли – 405 мм. Допустим, что плечо действия момента равно 390 мм=0, 39 м.

Данные для расчета:

• М; = 461 263 кг;м
• ;дюр = 2,65 кг/ см3
• ;вр дюр = 4 587,1 кг/ см2

Площади сечений полок кессона – по 261, 8 см2, отсюда высота полок по 15,39 мм, объем полки 607,905 см3, а масса двух полок – 3 221,9 кг. А масса кессона из труб с водородом – 1 153,6 кг, то есть в два с лишним раза меньше. Вспомним, что трубный кессон к тому же имеет значительный запас прочности по давлению. Правда, возможно возражение – реально высота полки кессона должна уменьшаться к концу консоли, то есть кессон из дюралюминия будет легче, чем указано здесь. На это можно возразить, что нет нужды делать стенки труб толщиной в 3 мм, достаточно взять всего лишь 1 мм, а необходимую прочность получить за счет дополнительной намотки ВУН, что будет гораздо легче, и лишь на конце трубы выполнить конус, гарантирующий прочность торцов труб (см. Рис. 11, Лист 8 и Ком. 3); к тому же нижний лист-основу слоя из ВУН также можно сделать утончающимся от 1,5 мм у корня консоли до 0,5 мм у законцовки. То есть приведенное выше сопоставление вполне корректно, и вывод однозначен – кессон из труб с высоким давлением водорода существенно прочнее классического кессона при равном весе и существенно легче при равной прочности. К тому же надо учесть, что в реальной конструкции крыла трубы будут укладываться по обводу профиля, что добавит прочности за счет увеличения плеча разгружающего момента от давления водорода. И есть еще один путь повысить прочность – это применение овальных труб. То есть прочность возрастет за счет дальнейшего увеличения плеча разгружающего момента (Рис. 13, Лист 8),  а значит, при той же массе такой кессон будет шире и прочнее, чем предложенный здесь иллюстративный.


   к) Трансформация профиля в соответствии
    с числом М полета

Со времени преодоления звукового барьера в сознании авиационной общественности укоренилось мнение, что для полета на сверхзвуковой скорости необходимо стреловидное крыло или его модификация – треугольное. Однако это не вполне верное мнение. На самом деле стреловидные крылья нужны или для безболезненного преодоления звукового барьера, то есть набора скорости более 1,2 М, или для крейсерского полета на трансзвуковых скоростях, то есть в диапазоне от 0,8 М до 1,2 М. И, как показывает опыт эксплуатации культового истребителя F-104 «Старфайтер», имевшего прямое крыло с остроносым профилем, на скоростях от 1,2 М до 2 М стреловидное крыло не важно, а выше 2 М, как будет сказано ниже, несущественно. Более того, в современную эпоху, при высоких значениях тяговооруженности, позволяющих очень быстро набирать скорость выше 1,2 М, и электронных системах управления, легко парирующих временное ухудшение балансировки при волновом кризисе, стреловидные крылья уже не столь важны. Заметим, однако, что крыло с остроносым профилем отвратительно работает на дозвуке, благодаря чему незадачливый F-104 во многом и «прославился», заработав прозвища «вдоводел» и «алюминиевый гроб». Так отчего бы не менять, не трансформировать профиль крыла в соответствии с конкретным скоростным режимом?! По крайней мере, угол стреловидности крыла в полете изменять научились уже давно.

Обратим внимание на прилагаемый Рис. 4, Лист 3. Он демонстрирует, что если в консоли «Стрижа» переднюю кромку выполнить в виде конической трубы, диаметром 62 мм на конце, где хорда профиля 6 200 мм, и 84,5 мм у корня, где хорда 8 450 мм, на которую опираются подпружиненные верхний и нижний передние листы обшивки, то при перемещении трубы назад на соответствующее расстояния 38,75 мм на конце крыла и 52,81 мм у корня консоли верхний и нижний листы обшивки смыкаются, образуя остроносый профиль. Привод трубы лучше всего выполнять пневматическим для быстродействия с целью минимизации воздействия скоростного напора в ходе трансформации, необходимо также предусмотреть замки, фиксирующие листы обшивки в обоих положениях. Именно из-за этой механики в пункте б) указано, что отклоняемый носок не предусматривается (так как приходится выбирать: трансформация профиля в остроносый или отклоняемый носок), - хотя он вполне применим в принципе при прогрессе в материалах и механике – при условии совмещения трансформации профиля с отклонением носка. Попутно заметим, что коническая труба может использоваться для подачи горячего воздуха с целью борьбы с обледенением.

В свете вышеизложенного очень полезна и интересна конкурсная работа Агеева Н. Д., максимально возможные реквизиты которой представлены в списке примененной литературы в конце главы как п. 2. (надо заметить, что тут произошло то же, что происходит со статьями по гиперзвуку – работа исчезла из закладок. Хорошо еще, что я консервативен, то есть предпочитаю работать не за монитором, а с распечатками текста, поэтому сам текст работы сохранился, однако придется прибегнуть с обширному цитированию, за что приношу извинения). Итак:

Агеев Н. Д.

   Влияние радиуса закругления носовой части профиля крыла
     на его лобовое сопротивление в сверхзвуковом диапазоне
скоростей


Введение

При составлении инженерных методик оценок аэродинамических характеристик летательного аппарата возникла необходимость определить влияние радиуса закругления носка профиля на его коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки. Известные РДК и атласы содержат данные по различным профилям, что не позволяет выделить влияние данного параметра…

В данной работе представлено решение задачи об обтекании профилей с затупленным и заостренным носками сверхзвуковым потоком вязкого газа…

  Постановка задачи

Рассматривается стационарное обтекание профиля сверхзвуковым потоком вязкого теплопроводного газа. В качестве исходного взят набор точек профиля СР-7С-9 (9%).

Условия трубные (Т-112):
- число Маха М = 1,2…2,1
- Число Рейнольдса Re = 4 500 000
- степень турбулентности e = 0,4 %...

С целью изучения острого профиля была проведена модификация носовой части исходного профиля с сохранением производной в контрольной точке на 30% хорды…

    Решение задачи

…Для расчета из всего заданного диапазона скоростей были выбраны числа М = 1,2; 1,5; 1,8; 2,1…

При решении данной задачи использовалась модель турбулентности SST…

Все расчеты проводились на базе ФГУП ЦАГИ, в классе распределенных вычислений.


   Интерпретация результатов

…На трансзвуковых скоростях затупленный исходный профиль имеет некоторое преимущество по сопротивлению перед заостренным. При скорости, соответствующей числу Маха 1,2 это преимущество составляет порядка 5%, как в случае вычислительного, так и в случае трубного эксперимента. Однако с увеличением числа Маха это преимущество исчезает, сопротивление заостренного профиля начинает резко падать, в то время как сопротивление исходного остается практически постоянным. При скорости, соответствующей числу Маха 2,1, сопротивление исходного профиля почти в 2 раза выше сопротивления заостренного. Таким образом, при заострении передней кромки на числах Маха порядка 2 появляется значительный выигрыш в коэффициенте лобового сопротивления. Особо отмечу то, что относительная толщина, положение точки максимальной толщины, кривизна, толщина задней кромки не изменялись, таким образом, единственным изменяемым параметром был радиус закругления носика. (см.  Рис. 7, Лист 5 – П.В.)

Выводы

Таким образом, основные сугубо практические выводы таковы:

• При обтекании профиля потоком газа с малой сверхзвуковой скоростью (М~1) с точки зрения лобового сопротивления предпочтительно использование затупленного профиля.
• При обтекании профиля потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью (М~2) с точки зрения лобового сопротивления предпочтительно использование заостренного профиля.
• Сверхзвуковой поток крайне чувствителен к малым нарушениям гладкости функции, описывающей поверхность – вплоть до 3 порядка.

…Таким образом, при создании и модернизации маневренных самолетов правильный учет влияния радиуса закругления носовой части профиля крыла на аэродинамические характеристики может привести к повышению летно-технических (несомненно, Агеев имел в виду «тактических» - П.В.) характеристик самолета. В силу возникновения существенной нелинейности в области передней кромки эта задача требует аккуратного исследования, как вычислительными методами, так и экспериментальными (трубным и летным экспериментом). Понимание качественной стороны данного явления и тщательный учет количественных факторов может обеспечить дальнейшее совершенствование аэродинамических компоновок сверхзвуковых маневренных самолетов. (конец цитаты).

Исходя из вышеизложенного, можно говорить о следующей методике трансформации профиля, для рассмотрения которой обозначим три диапазона скорости.

1. До начала волнового кризиса, то есть до 0,8 М. Профиль с закругленным носком.
2. Трансзвуковой полет на 0,8 – 1,2 М. Нежелательный режим из-за развития волнового кризиса. Возможен только для накопления энергии в предвидении маневренного воздушного боя для последующих форсированных маневров. Профиль с закругленным носком.
3. Полет на более чем 1,2 М. Учитывая изложенное Агеевым Н. Д., целесообразен разгон до 2 М или более, так как именно с 2 М начинает максимально проявляться преимущество остроносого профиля, и именно скорость около 2 М должна быть скоростью крейсерского сверхзвукового бесфорсажного полета. Трансформация профиля в остроносый должна происходить на скорости не более 0,8 М с целью сглаживания волнового кризиса с дальнейшим энергичным разгоном на максимальном форсаже.
4. Вход на высокой сверхзвуковой скорости в воздушный бой с форсированными маневрами на перегрузке 26 g с максимальной тягой, в итоге быстрая потеря скорости, которая становится установившейся на 0,8 g и ниже благодаря росту максимального аэродинамического качества. Автоматическая, не требующая отвлечения внимания пилота, трансформация профиля из остроносого в профиль с закругленным носком на 1,2 М.

Именно с позиций п. 3 производится качественное сравнение вероятных зависимостей максимального аэродинамического качества и коэффициента лобового сопротивления «Стрижа» с типичными аналогичными зависимостями прямого крыла большого удлинения и стреловидного (Рис.5 и 6, Лист 4), то есть при 0,8 М профили «Стрижа» трансформируется в остроносый. Максимальное качество «Стрижа» до 0,8 М меньше, чем у прямого крыла большого удлинения именно за счет малого удлинения, а при больших числах М выше, чем у стреловидного в связи с тем, что несущие свойства прямых крыльев выше, а коэффициент лобового сопротивления остроносого профиля низок.

Что касается коэффициента лобового сопротивления, то до 0,5 М у «Стрижа» он несколько выше, чем у прямого крыла из-за влияния концов крыла при малом удлинении, но ниже, чем у стреловидного. Начиная с 0,5 М он занимает промежуточное положение между прямым и стреловидным крыльями.


л) Скорости взлета и посадки

Скорости взлета и посадки вычисляются в соответствии с классической формулой аэродинамики из условия равенства взлетной и посадочной масс и подъемной силы. В связи с большой площадью крыла, определяющей малые значения скоростей взлета и посадки и в связи с необходимостью экономии массы (имеется в виду отказ от сложной механики), рассматривается применение не закрылков Фаулера, а простых закрылков и зависающих элеронов. Это определяет коэффициенты прироста подъемной силы на посадке при отклонении закрылков на 45 градусов 0,8 и Cy пос  = 1.19; и на взлете при отклонении на 20 градусов 0,4 и Cy пос = 1,53 (Cy = 0,85 при максимально допустимом угле атаки 14 градусов).  Исходя из необходимости готовности к бою даже при заходе на посадку, определен остаток вооружения в две ракеты типа Р-73 (210 кг) и 25 кг снарядов для пушки, 10%-ый остаток керосина и 47 кг водорода (что также обеспечивает уход на второй круг). С учетом расхода 1 000 кг воды из кабины получаем посадочную массу 13 179 кг.
 
Для взлетной массы 17 500 кг Vотр = 141,6 км/ч
При посадке с закрылками на 45 градусов Vпос з = 108,4 км/ч
При посадке без закрылков V пос бз  = 145 км/ч

Попутно заметим, что для массы 23 500 кг  скорость отрыва 164,2 км в час, а при немедленной посадке из-за неисправности или при отмене вылета с выпущенными закрылками – 144 км в час.


    м) Тяговооруженность в ближнем воздушном бою

Стандартные условия для расчета воздушного боя истребителя: остаток 50 % топлива, 4 ракеты ближнего боя с ИК ГСН, боекомплект пушки при отсутствии ПТБ; высота боя от 3 до 10 км, скорость 0,8 М – 0,85 М. В рассчитываемом варианте «Стрижа» принимается, что одна ракета средней дальности и одна ракета ближнего боя потрачены на выполнение боевой задачи, то есть масса при вступлении в бой с тремя ракетами типа Р-73 составит 15 622 кг. Тяга модификации РД-33 РД-133 на максимальном форсаже 9300 кгс, что дает основания, рассчитывая на прогресс, для рассчета взять значение тяги 10 500 кгс. С двумя двигателями с применением эмпирического коэффициента 0,785, учитывающего потери во входных и выходных устройствах и отбор мощности на привод агрегатов двигателя и работу систем самолета, получим тягу 16 485 кгс, что обеспечивает тяговооруженность 1,06. Однако есть еще запас тяги от третьего двигателя, работающего на водороде.

В статье «Жидкий водород» (http://ru/wicipedia.org/wiki/Жидкий_водород) в Википедии приводятся данные американского проекта JANAF по термодинамическим данным использования водорода в качестве ракетного топлива с разными окислителями. Приведем данные в части, нас касающейся, то есть с кислородом воздуха: давление в КС – 68 кг/см2 (заметим, что это относительно малое давление – у керосино-кислородного ЖРД 1-й ступени «Сатурна-5» давление в КС было около 250 ат, а у шаттловсого SSME – 207 ат); расширение сопла 40/1; скорость истечения у земли 3 997 м/c, в вакууме – 4 485 м/c. Интерполируя, получим данные для нашего рассчета (Wc): 1) на высоте 3 км Wc = 4 100 м/с, на высоте 5 км Wc  = 4 200 м/с, на высоте 10 км Wc = 4300 м/с. Возьмем выходной диаметр сопла в 1 м, тогда его площадь на срезе fср = 0,7854 м2. Для полного сгорания 1 кг водорода надо 8 кг кислорода, или 34,6 кг воздуха, что вместе с килограммом водорода составит mсек = 35,6 кг. Давление атмосферы (ph) на 3 км – 0,71 кг/см2, на 5 км – 0,55 кг/см2, и на 10 км – 0, 27 кг/см2. При вычислении применим тот же эмпирический коэффициент 0,785 для учета неопределенностей и влияния входных устройств. Возьмем два режима работы: с расходом 1 кг водорода в секунду, что дает 134 секунды работы двигателя(с учетом невырабатываемого остатка водорода в 13 кг), или 2 мин 14 сек, и с расходом 0,5 кг в секунду, что дает 4 мин 28 сек. Для рассчета применена формула:

                P = mсек;Wc + fср(p0 – ph), где p0 – давление у земли.

Получаем значения прироста тяги для расхода водорода 1 кг/с:

              1. Ph0-1 = 11 686 кгс
2. Ph3-1 = 11 870 кгc
3. Ph5-1 = 12 267 кгc
4. Ph10-1 = 12 712 кгc

Получаем значения прироста тяги для расхода водорода 0,5 кг/c:

1. Ph0-0,5 = 5 843 кгс
2. Ph3-0,5 = 6 025 кгс
3. Ph5-0,5 = 6 272 кгс
4. Ph10-05 =  6 589 кгс
5.
Тяговооруженности для расхода водорода 1 кг/c

1. 0 км  -  1,8
2. 3 км   – 1,815
3. 5 км   – 1,84
4. 10 км -  1,87

Тяговооруженности для расхода водорода 0, 5 кг/c

1. 0 км   -  1,43
2. 3  км   - 1,44
3. 5 км   -  1,46
4. 10 км -  1,48

Комментарии:

1. В связи с малой нагрузкой на крыло 102,8 кг/м2 и высокой тяговооруженностью применение УВТ непринципиально, так как необходимо на закритических углах атаки для сохранения управляемости, а у «Стрижа» с его очень высокими рабочими перегрузками такие режимы нецелесообразны и маловероятны, а в случае грубейших ошибок в технике пилотирования обеспечен очень быстрый набор скорости. Отказ от УВТ является фактором экономии веса и стоимости.

2. Согласно http://www/airwar.ru/enc/engines/rd33.html , расход воздуха РД-33 в режимах максимального форсажа, минимального форсажа и максимальном без форсажа одинаков и равен 104 кг/c, а степень повышения давления в компрессоре достигает 21. Так как расход воздуха на максимале водородного сопла равен 34,6 кг/с, то отбор по 17,3 кг/c из-за компрессоров маршевых двигателей проблемы не представляет. Однако перспективные двигатели надо спроектировать с запасом по расходу воздуха, чтобы отбор не уменьшал их максимальной тяги и экономичности. Однако, даже если предположить, что степень повышения давления у них достигнет 26-27, этого будет мало для подачи воздуха в КС с рабочим давлением 68 ат. Именно тут пригодится турбокомпрессор с приводом от водорода высокого давления из труб кессона. А на перспективу, учитывая, как было сказано выше, что давление в КС ракетных двигателей доходило до 250 ат, можно предусмотреть чрезвычайный тяговый режим с подачей в КС водорода и заблаговременно заправленного в несколько труб кислорода напрямую под близким к последнему названному давлением, что даст большой прирост тяги, одновременно с распылением на входе в маршевые двигатели воды, - а чтобы не расходовать воду из кабины и не лишать пилота возможности переносимости высоких перегрузок, а также последующего разгона скорости со входом в высотную горку, предусмотреть некоторый запас воды вне кабины. Или же этот режим может быть обеспечен подачей из труб воздуха, который закачивался по мере израсходования водорода для восстановления прочности, а также сжиженного воздуха на входы компрессоров, запас которого начинает вырабатываться сразу после запуска маршевых двигателей «Стрижа» на земле или перед отцепкой от носителя. И как предел прироста тяги, совместно с вышеперечисленными мероприятиями, можно в одной или нескольких трубах содержать фтор и сжигать водород в сопле во фторе.


н) Некоторые маневренные характеристики

Допущение. Учитывая, что у стреловидного Су-27 максимальное аэродинамическое качество равно 13, допустим, что у «Стрижа» с прямым крылом оно будет равно 14.

Горка 30о.
R = V2/g(ny – cos ;) (R – радиус траектории ввода в горку)
Сравним МиГ-29 со «Стрижом». Для МиГ-29 максимально допустимая перегрузка – 9 g, для «Стрижа» - 30 g. Параметры атмосферы - стандартные у земли, скорость 0,75 М = 255,225 м/c .

                МиГ-29                «Стриж»
R = 816,4 м R = 227,9 м
 L = 427 м (1/12 окружности) L = 119,3 м
t   = 1,67 c t  = 0,47 с

Вираж.

Согласно maxpark.com/…/607750 , угловая скорость установившегося виража у МиГ-29 достигает 22,8 о/с, у F-16 – 21,5 о/с. Определим угловые скорости установившегося виража для «Стрижа» на 0 км, 3 км и 5 км.

Rвир. = V2/g[корень кв. из(ny2-1)]

Максимально возможная перегрузка установившегося виража определяется формулой ny max = Kmax ; µmax. Максимальное качество задано допущением 14, максимальные тяговооруженности известны из предыдущего пункта: для высот в  0 км, 3км, и 5 км соответственно 1,8, 1,815 и 1,84. Отсюда, приняв величину скоростного напора за константу:

Высота/ny пред 0 км / 25,2 3 км / 25,4 5 км / 26,2
Радиус виража 264 м 354 м 430,5 м
Скорость 255,225 м/с 296,4 м/с 329,3 м/с
Время виража 6,5 с 7,5 с 8,2 с
Угловая скорость 55,4 о/c 48 о/c 43,9 o/c
 
Видно, что при заданных начальных условиях для получения потребной перегрузки, а следовательно, и подъемной силы, начиная с 5 км «Стриж» выходит на сверхзвуковой режим полета, что означает интенсивное падение аэродинамического качества и, как следствие, уменьшение угловой скорости установившегося виража. Однако особый интерес представляет верхняя граница ближнего воздушного боя по высоте. Считается, что устойчивый визуальный контакт с противником возможен на дальности не более 3,5 км, отсюда радиус разворота не должен превышать 1 800 м без потери скорости. Это подтверждается опытом Вьетнама и Ближнего Востока, где преобладающее количество боёв велось на высотах от предельно малых до  9 500 м. Итак, возьмем высоту 12 000 м, при этом тяговооруженность «Стрижа» будет 1,89, а скорость 506 м/с или 1,7 М. Максимальное качество составит 9,5, тогда перегрузка будет 18 g, радиус разворота 1 460 м, а угловая скорость 18,1 градуса в секунду. Таким образом, показано, что «Стриж» способен вести ближний воздушный бой на сверхзвуковой скорости на высотах до 12,5 км. И это без спецмероприятий по повышению тяги, изложенных в конце пункта м).

Однако нельзя забывать о форсированных маневрах, когда «Стриж» входит в маневр со скоростью 3-4 М и использует максимальную эксплуатационную перегрузку около 30 g, в процессе боя на форсированных маневрах теряя скорость и выходя на дозвуковую, на которой реализует максимальное аэродинамическое качество и установившиеся режимы с высокими значениями перегрузки. Для пилота это будет вполне удобно – просто пилотируя «Стриж» с перегрузками до 22,6 g и на максимальной тяге, он автоматически выходит на режим, при котором скорость прекращает уменьшаться и устанавливается. При этом должен быть предусмотрен автоматический режим трансформации профиля из остроносого в профиль с закругленным носком при падении скорости ниже 1,2 М, и применяться все способы повышения тяги, изложенные в конце пункта м) для использования максимальной эксплуатационной перегрузки 30 g, что обеспечивает максимально возможные характеристики маневренности.


о) Продолжительность и дальность полета

Согласно http://s19.postimage.org/p61ok5kbl/ae_149.jpg , удельный расход РД-33 на крейсерском режиме (11 000 м, 0,8 М) равен 0,96 кг/кгс.ч. Допустим с расчетом на прогресс, что он будет 0,9 кг/кгс.ч. В пункте л) посадочная масса определена в 13 179 кг, отсюда средняя масса за полет равна 15 339,5 кг. Исходя из максимального качества 14 и Cy = 0,13 определяется Cx = 0,009. Согласно классической формуле аэродинамики средняя скорость равна 762 км/ч, а по той же формуле из условия равенства потребной тяги сопротивлению определим тягу 975,6 кгс. Отсюда по расходуемому керосину (за вычетом 10%-го остатка) в 2 556 кг получаем продолжительность полета 2,9 часа и дальность 2 220 км. Однако вспомним, что легкий вариант «Стрижа» базируется на тяжелом носителе. Допустим, что «Стриж» доставляется в направлении угрозы на 1 000-1 500 км от места базирования, при этом нет затраты топлива на взлет и набор высоты, режим снижения с высоты 12 000 км при выходе на аэродром посадки и заходе на посадку  связан с пониженным расходом топлива, а запас воды и и водорода позволяют уходить от места воздушного боя с набором скорости до 5 М горкой или несколькими горками до 45-50 км с выключением на время двигателей и последующим их запуском (помимо экономии топлива, такой скоростной и высотный режим сильно понижают вероятность поражения «Стрижа»). Если считать, что после отцепки на дистанции 1 500 км «Стриж» проходит до места боя еще 500 км, то его боевой радиус даже в облегченном варианте равен около 2 000 км, что близко к заявленному числу 3 000 км в рассуждении о шестом поколении истребителей, а тяговооруженность даже выше заявленного числа. Боевого радиуса в 3 000 км достигнет вариант «Стрижа» со взлетным весом 23 500 кг, а с учетом того, что его можно базировать на самолете типа Ил-76МФ, то радиус может быть еще и выше. Заметим, что с учетом очень большой площади крыла и его внутреннего объема, взлетный вес за счет топлива может быть и существенно выше, чем 23 500 кг  при взлете с бетонных ВПП (имеется в виду, что «Стриж» может эксплуатироваться и с грунтовых ВПП).


п) Финальное описание «Стрижа»
шестого поколения

Примерный облик «Стрижа» представлен на (Рис. 9, Лист 7). Это низкоплан с передним и задним горизонтальным оперением, двухкилевой, с двумя подфюзеляжными гребнями (для повышения путевой устойчивости) и с законцовками крыла, отклоненными вниз от горизонтальной плоскости на 30о – для уменьшения чрезмерной поперечной устойчивости на сверхзвуковых скоростях. Одновременно законцовки за счет большого угла отклонения вниз также работают на повышение путевой устойчивости, и может быть предусмотрено отклонение их вниз на 90о при необходимости. На законцовках размещены рулевые поверхности, работающие совместно с элеронами. Закрылки разбиты на две секции – внутренние и внешние. Внешние секции в полете также работают вместе с элеронами. Сопоставляя угловую скорость крена  F-22 в 100 о/c и максимальную перегрузку «Стрижа» в 30 g, нельзя не сделать вывод о том, что угловая скорость крена у «Стрижа» должна быть существенно выше, чем у F-22 адекватно его максимальной перегрузке, что и обеспечивается большим количеством рулевых поверхностей по крену. Одновременно это обеспечивает управляемость на высотной горке «Стрижа» без привлечения или с минимальным привлечением рулевых реактивных двигателей. То же самое можно сказать и о наличии переднего и заднего ГО, при этом внутренние секции закрылков могут в полете работать совместно с ГО как органы продольной управляемости. Одновременно весь этот комплекс рулевых поверхностей должен применяться для резервирования при самовосстановлении управляемости при боевых повреждениях – соответствующее программное обеспечение не составит проблемы. Разумеется, элероны и рулевые поверхности законцовок должны быть зависающими и помогать закрылкам при посадке «Стрижа».

Воздухозаборники двух маршевых ТРДДФ расположены выше крыла далеко от передней кромки, что исключает попадание туда посторонних предметов и пыли и позволяет экспуатировать «Стрижа» даже с грунтовых аэродромов с малой длиной ВПП (что обусловлено малой взлетной скоростью и высокой тяговооруженностью), что, наряду с базированием на тяжелых носителях в условиях американской концепции «Молниеносного глобального удара» и высокой стоимости «Стрижей» крайне важно для быстрой смены места базирования и ухода из-под удара. Расположение воздухозаборников в зоне за носовым и крыльевым скачками уплотнения на сверхзвуке позволяет применить полукруглые входные устройства с регулирующими полуконусами, что одновременно позволяет при выполнении высотной горки с выключением маршевых двигателей закрыть входные каналы выдвижением полуконусов вперед и радикально уменьшить лобовое сопротивление до момента запуска двигателей для выполнения следующей горки или горизонтального полета.

Переносимость пилотом перегрузок в 30 g и выше обеспечивается тем, что кабина заполнена водой, а дыхание пилота обеспечивается аквалангом с дыхательным мешком на уровне груди, что устраняет образование пузырьков воздуха, затрудняющих обзор, и гарантирует пилота от баротравм легких, так как изменение гидростатического давления действует одинаково и строго синхронно с нарастанием и спадом перегрузки как на грудную клетку пилота, так и на дыхательный мешок. Для того, чтобы веки пилота не закрывались от огромной перегрузки, надо, чтобы глаза его были в воде, а не в маске с воздухом (иначе пилотам придется ампутировать веки, и их не будут любить женщины, что для пилотов непереносимо – ШУТКА!), а глаза хорошо переносят только соленую воду, поэтому необходимо исследование, как ТРДДФ будут реагировать на впрыск подсоленной воды во входной тракт. Как запасной вариант, если применение соленой воды для ТРДДФ противопоказано, возможно применение ВКК со шлемом, заполненным соленой водой. Заметим, что применение ВКК в комплексе с ППК неизбежно, как на случай аварийного покидания , так и для пилотирования «Стрижа» без воды в кабине с перегрузками до 15 g, о чем говорилось выше. Впрочем, не исключено и применение гидрокомбинезона-ВКК со строго индивидуальным конформным ложем для полулежачего положения пилота, - при этом отпадает необходимость заполнения кабины водой, но пилота придется грузить в кабину краном, и надо будет предусматривать быстрый слив воды из гидрокомбинезона перед аварийным катапультированием или, в случае особо мощных пиропатронов и двигателей катапультного ложа, - перед приземлением на парашюте, - чтобы большой вес гидрокомбинезона не повредил опорно-двигательный аппарат пилота. В итоге кабина с водой представляется проще и технологичнее.

Предлагаемая конструкция обеспечивает возможность двух отсеков длиной по пять метров с катапультами для ракет  - одного до кессона, другого после, так как длина ракетно-водородного сопла, расположенного между маршевыми ТРДДФ, невелика.

Так как расходные штуцеры труб кессона будут находиться в зоне фюзеляжа (Рис. 12, Лист 8 и Ком. 4), то при заправленном кессоне на стоянке необходимо предусмотреть принудительную вентиляцию зоны кессона внутри фюзеляжа для исключения создания взрывоопасной концентрации водорода из-за просачивания его в уплотнениях. В полете такая вентиляция должна быть обеспечена за счет незначительного отбора воздуха от воздухозаборников.

Для технического обслуживания кабина должна быть сухой, но при боевом дежурстве, имея в виду, что «Стриж» закреплен на носителе, должна быть заполнена частично водой, подогретой до температуры тела человека. Боевое  заполнение надо производить после занятия пилотом кабины и герметизации фонаря, для чего внутри фюзеляжа должен быть предусмотрен соответствующий объем (так же подогретой воды).

Учитывая, что биофизические расчеты показывают переносимость человеком в течение долей секунды перегрузки в 1 000 g, легко предположить, что в полулежачем положении, характерном для современных истребителей, эта величина будет около 750 g. Это даёт возможность рассмотреть оригинальный способ аварийного спасения пилота. При боевом повреждении, несовместимом с продолжением полета, кабина (с пилотом в воде) отделяется, стабилизируется с использованием переднего горизонтального оперения и реактивных двигателей ориентации, тормозится небольшим парашютом и на нем же осуществляет спуск с большой вертикальной скоростью, перед приземлением приводится к горизонтальному положению. Это позволит спасти не только пилота, но и бортовой компьютер и ценное оборудование, так же находящиеся в воде.

Вариант в пределах данной концепции. Можно установить один ТРДДФ в центре фюзеляжа и два ракетно-водородных сопла по бокам. Это за счет изгиба воздушных каналов позволяет легко устранить возможность отражения ВЧ-излучения РЛС противника от компрессора, за счет экономии массы увеличить массу водорода в кессоне, то есть увеличить прочность крыла и повысить тяговооруженность, - выйти на более высокие значения максимальной эксплуатационной перегрузки. Вместе в уменьшением коэффициента безопасности до 1,3, применением отклоняемого и одновременно трансформируемого носка крыла и увязанного с отклонением носка отклонением закрылков и элеронов (в соответствии с концепцией адаптивного крыла), перевода пилота в полулежачее положение с применением «прозрачной кабины»(Ком. 2) это открывает оперативный простор модификации «Стрижа» в рамках шестого поколения истребителей
.
Особый интерес  представляет создание сверхзвукового носителя для «Стрижа». Такой носитель радикально уменьшит время доставки «Стрижа» к месту боевого применения и увеличит боевой радиус. Его можно будет использовать без «Стрижа» как высотный скоростной ракетоносец с ракетами с ЯБЧ или разведчик, или, в варианте ракетоносца он может быть носителем облегченного «Стрижа» (с одним маршевым ТРДДФ и двумя соплами), как сказано чуть выше, - для самообороны. Создание такого носителя еще более мотивировано, если рассматривать его в рамках концепции создания тяжелого ВКС как начального звена этой концепции, а также в рамках программы перехода к «Стрижам» седьмого поколения.


р ) «Стрижи» седьмого поколения

В связи с неопределенностью в том, какие двигатели будут применяться на «Стрижах» седьмого поколения, возникает много вариантов облика. Одно можно сказать определенно – здесь уже будет применен не газообразный водород в трубах кессона, а жидкий, как указывалось, в нейтральном слое труб кессона крыла, а внешний, силовой, будет занят керосином под давлением воздуха. В связи со скоростью до 6 М тут уже будет необходимо охлаждение как двигателей, так и самолета, поэтому охлаждающий потенциал жидкого водорода нечем заменить. В связи с чем большое время пребывания «Стрижей» на боевом дежурстве в связи с выкипанием жидкого водорода можно обеспечить только помещением их в боксы глубокого охлаждения с подогревом самолета перед занятием кабины пилотом. Разумеется, целесообразны подземные боксы. При базировании «Стрижей» на тяжелых носителях необходимо предусматривать быструю заправку жидким или шугообразным водородом по тревоге.

Выше говорилось, что реалистична скорость «Стрижей» седьмого поколения в 6 М. Это предполагает наиболее консервативную конструкцию «Стрижа» (Рис. 10, Лист 7) с размещением на концах консолей ПВРД, которые включаются на 2,5 М – 3 М, совместно с ТРДДФ и водородным соплом разгоняют «Стрижа» до 5 М, после чего воздухозаборники ТРДДФ перекрываются полуконусами, уменьшая сопротивление, а дальнейший полет обеспечивается ПВРД с возможностью повышения тяговооруженности для боевого маневра на гиперзвуке работой ракетного сопла.

Безусловно, очень хорошо подошли бы импульсные детонационные двигатели в комплексе с ракетным соплом – благодаря их предполагаемой возможностью работы на скоростях от нуля до 11 М – 12 М, но пока возможность их создания для истребителей – не факт.

Также весьма хорош был бы РТДп, подобный тому, который разрабатывался для разгонщика «Спирали». Если в 1965 году его рассчитывали на 6 М, то с современными технологиями можно будет смело рассчитывать на 7 М, при этом также обеспечена тяга начиная с нулевой скорости. В комплексе с ракетным соплом эта система также давала бы большие значения тяговооруженности для воздушного боя на гиперзвуке. Однако РТДп, к сожалению, пока тоже не факт.

И наконец, двигатели типа SABRE. Такие двигатели идеальны для «Стрижа» - не требуется дополнительного сопла, а в связи с тем, что с 5,5 М эти двигатели переходят в режим ЖРД, то на тяжелом варианте «Стрижа» при старте со сверхзвукового разгонщика с горки на высоте 50-60 км в принципе возможен выход на орбиту даже без дополнительной разгонной ступени, что означает достижение границы восьмого поколения. Однако SABRE пока тоже не факт, надо дождаться завершения проекта Skylon и изучить опыт его эксплуатации.

Нельзя не сказать, что для гиперзвуковых скоростей предложенное крыло слишком велико, что вступает в противоречие с необходимостью больших располагаемых перегрузок, особенно на трансзвуке и дозвуке. Поэтому с необходимостью крыло «Стрижа» будет модифицироваться в направлении, обозначенном на Рис. 10, Лист 7 красным пунктиром. Однако возможно углубление трансформации профиля. Обратим внимание, что в соответствии с Рис. 4, Лист 3 при уходе трубы назад площадь крыла уже несколько уменьшается. Если выбрать профиль с большим радиусом закругления носка, то такой профиль будет лучше работать на дозвуке, а его труба большого диаметра уменьшит площадь крыла при уходе назад на существенную величину. Одновременно надо применить закрылки и элероны, на гиперзвуковых скоростях вдвигающиеся внутрь крыла, а управление по крену осуществлять дополнительными рулевыми поверхностями, расположенными, как это показано на Рис. 10, Лист 7, на двигателях.

Таким образом, выше было показано, что истребители и тяжелые самолеты с упрочняющим кессоном крыла, состоящим из труб с высоким давлением горючего газа, не только реальны, но и имеют существенные преимущества перед самолетами с классическими крыльями. Есть некоторый запас времени до начала промышленного выпуска волокон из углеродных нанотрубок, однако этот запас времени можно с толком потратить, если начинать разработку самолетов с обмоткой труб кессонов крыльев кевларом, бороволокном, кварцевым или алмазным волокнами. Выигрыш в массе и прочности всё равно будет велик, хотя и меньше, чем от применения ВУН.



IV

    ДИРИЖАБЛЬ ВЫХОДИТ НА ОРБИТУ


Во вступлении говорилось о том, что жилой пояс в околоземном космосе предпочтительно строить на орбите высотой 500 км. При этом с космического лифта грузы туда не доставить – трос или лента лифта неподвижны, а этим грузам надо иметь орбитальную скорость около восьми км в секунду – разве что старт ракет прямо с лифта, но это дорого.

Сразу возьмём быка за рога – а отчего бы не сделать дирижабли, способные выходить на орбиту?! Причём в двух вариантах: 1) с дирижабля, летящего на большой высоте (на которой ещё могут работать воздушно-реактивные двигатели), с гиперзвуковой скоростью, стартует ракета с элементами для постройки жилых труб и прочими грузами, или на орбиту выходит сам дирижабль с последующим возвращением.

Представим дирижабль с несущим корпусом, остроносый для гиперзвука, с внешней оболочкой из стальной или титановой фольги для того, чтобы выдерживать кинетический нагрев. Оболочка может быть многослойной для резервирования в случае прогаров. Помимо несущего корпуса дирижабль должен иметь выдвижные крылья – разумеется, полукрыло не более диаметра корпуса.

При полёте дирижабля возникает две проблемы, которые заставляют проделывать одну и ту же неприятную операцию. Первая проблема – двигатели вырабатывают топливо, дирижабль облегчается, и для выдерживания высоты полёта приходится выпускать в атмосферу водород или гелий.

Вторую проблему сначала надо проиллюстрировать. Метеорологи регулярно для зондирования атмосферы запускают метеозонды – это маленькие воздушные шары с водородом, к которым подвешена аппаратура с передатчиком. Они поднимаются высоко, километров до 25-30. Но ведь с высотой давление, а следовательно, и плотность воздуха падает, и, хотя водород и лёгок, но наступит момент, когда его плотность сравняется с плотностью внешнего воздуха, и подъём зонда прекратится. Но дело в том, что оболочка зонда сделана из высококачественной резины, и в соответствии с падением давления извне оболочка растягивается, шар многократно увеличивает объём, плотность водорода уменьшается соразмерно плотности внешнего воздуха, подъёмная сила сохраняется, и подъём продолжается. Так же будет происходить и с подъёмом дирижабля на большую высоту – надо понижать плотность водорода внутри оболочки, то есть опять же выпускать водород или гелий, так как оболочку резиновой не сделаешь.

Заметим, что необязательно применять для полёта дирижабля лёгкие газы – возможны и термодирижабли, оболочка которых наполняется подогретым воздухом, и вакуумные дирижабли, так как вакуум легче даже водорода, при этом вакуум не обязан быть полным.

Итак, разместим внутри дирижабля цилиндрический баллонет, меридиональные балки которого будут, как и в крыле суперистребителя, представлять трубы с обмоткой суперволокнами с высоким давлением газа внутри. Этот баллонет нужен будет для хранения вакуума, а трубы с газом сделают цилиндр легче при той же прочности по сравнению со статическими балками. Часть труб уже перед стартом будет заправлена кислородом плюс немного гелия. Однако мы теперь имеем возможность при полёте дирижабля водород из оболочки не выбрасывать в атмосферу, а закачивать в свободные трубы, при этом этот водород будет топливом для двигателей на высоте более 30 км в ракетном режиме, в совокупности с кислородом.

Рассмотрим полёт такого дирижабля. Старт с вдвинутыми полукрыльями, набор высоты, работают двигатели на керосине, водород по мере подъёма закачивается в трубы цилиндрического баллонета. На высоте в 10-12 км выдвигаются полукрылья, скорость растёт в связи с уменьшением сопротивления разрежённого воздуха. До 30 км разгон возможен как на одних ТРД, так и совместно с двигателями типа SABRE, работающих на кислороде атмосферы. На высоте 30 км переход на ракетный режим, разгон до 14-16 М и высоты в 60-70 км. На этих высоте и скорости старт подвешенной к дирижаблю ракеты, идущей на орбиту 500 км, дирижабль идёт вниз в режиме планера, его цилиндрический баллонет заполнен вакуумом, впрочем, вакуум везде. Во время полёта при снижении и возрастании плотности атмосферы передняя часть дирижабля заполняется гелием из труб для пожаробезопасности, ведь она особенно сильно разогревается ударными волнами, остальная часть – горячим воздухом из атмосферы (впрочем, можно всё заполнять горячим воздухом, тогда будет экономия на гелии и останется больший объём в трубах для кислорода и водорода). С учётом того, что дирижабль избавился от веса ракеты и вкупе с объёмом вакуума, он будет нормально лететь, впрочем, ему будет помогать и крыло. Таким образом, гася скорость и высоту, дирижабль выходит в район посадки. При погашении скорости до малой дозвуковой запускаются атмосферные двигатели. А вот и посадка, то есть причаливание.

Рассмотрим полёт с выходом дирижабля на орбиту 500 км. Очевидно, что это будет полёт с небольшим грузом, то есть это люди и высокотехнологичное оборудование, так как для такого полёта надо гораздо больше горючего и окислителя. Тут разгон с 30 км будет до орбитальной скорости. Тем не менее, возвращение будет тоже с небольшой массой, ведь будет большой расход горючего и окислителя. Этот полёт будет радикально отличаться от входа в плотные слои спутников – дирижабль не падает, а летит, ведь у него и корпус несущий, и крыло есть, то есть он будет постепенно гасить скорость, не допуская очень сильного кинетического нагрева. Можно для ускорения торможения использовать двигатели, изменив их вектор тяги на противоположный. В остальном всё так же, как и для предыдущего варианта.

Таким образом, космический дирижабль участвует в управлении климатом дважды – и как элемент водородной энергетики, и как транспорт для строительства жилого пояса, который будет управлять нагревом поверхности Земли в экваториальном поясе.

Разумеется, было бы неплохо всё это просчитать, но отложим это на будущее.



   ЛИТЕРАТУРА

1. «Наука и жизнь» № 1, 1989, «Ту летит на водороде», с. 33

2. Агеев Никита Дмитриевич (на 2010 г. студент 762 гр. МФТИ, факультета аэромеханики и летательной техники), «Влияние радиуса закругления носовой части профиля крыла на его лобовое сопротивление в сверхзвуковом диапазоне скоростей», работа была представлена на финальный тур Всероссийской студенческой олимпиады «Авиация и авиационная техника» 23-24.11.2010, УДК 533.692.3. МФТИ, ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского.


 


 КОММЕНТАРИИ

1. Вот некоторые примеры: Англия – Skylon с двигателями SABRE; Германия – Diehi; Франция – LEA; Индия – PRDO, Брамос («Оникс» совместно с Россией), Австралия – Hy Sho, Бразилия – X-14, Россия – ИГЛА «Холод -2» (19.092912 в Туле д. Рогозин заявил о создании холдинга из КТРВ и НПО «Машиностроение» для разработки ГЗЛА), США – Boeing X-51A Waverider и Lokheed Martin HTV -2.

2. «Прозрачная кабина» - концепция, суть которой в том, что на внешней обшивке самолета устанавливаются видеокамеры с охватом всей сферы, а внутри кабины вокруг пилота – экраны, полностью отображающие всю сферу вокруг самолета и все внешние самолеты и события. Ясно, что реализация этой концепции позволяет оказаться от выступающего фонаря кабины пилота на истребителях, то есть в итоге повысить их аэродинамическое совершенство.


3. Итак, трубу кессона с толщиной стенки 3 мм можно на токарном станке проточить до толщины стенки 1 мм, но в части трубы внутри фюжеляжа и у корня консоли протачивать нельзя в связи с тем, что внутри фюзеляжа расположены расходно-заправочные штуцеры на трубах, а трубы у корня воспринимают максимум сжатия от изгибающего момента и перерезывающую силу. Однако за 250-300 мм до оконечной полусферы надо выполнить расширяющийся конус. Полусферы необходимо выполнять не сваркой, а закаткой труб, так как сварной шов не обеспечивает необходимую прочность, оставшееся горло можно заварить. Применение ВУН позволяет получать любую требуемую прочность, в том числе и для давлений в тысячи атмосфер, а предлагаемая технология дает возможность совмещать большую толщину стенок концевых полусфер с высокой прочностью ВУН.

4. Для крепления расходно-заправочных штуцеров неминуемо придется просверливать уже обмотанную трубу, сильно уменьшая её прочность, что при высоких давлениях недопустимо. Поэтому предлагается такая методика. Штуцер должен быть сквозным и двухсторонним – уравновешивание силы давления на оба его конца исключает его выбивание или выдавливание. После вкручивания штуцера производится перекрещивающаяся обмотка его выходов волокном из углеродных нанотрубок. Далее с двух сторон в непосредственной близости от штуцера подматываются кольца из ВУН, на которые наклеиваются титановые кольца.

 

   СОКРАЩЕНИЯ

1. ГП – глобальное потепление
2. ВЭ – водородная энергетика
3. ТЭС – тепловая электростанция
4. ВУН – волокно из углеродных нанотрубок
5. ЯСУ –ядерная силовая установка
6. ВКС – воздушно-космический самолет
7. ВПП – взлетно-посадочная полоса
8. КС – камера сгорания
9. М – число Маха, отношение скорости полета к скорости звука
10. МБР – межконтинентальная баллистическая ракета
11. ПТБ – подвесные топливные баки
12. РЛС – радиолокационная станция
13. БРЭО – бортовое радиоэлектронное оборудование
14. ИЛС – индикатор лобового стекла пилота
15. ТРДФ – турбореактивный двигатель с форсажом
16. ТРДДФ – двухконтурный ТРДФ
17. ПВРД – прямоточный воздушно-реактивный двигатель
18. ГПВРД – гиперзвуковой ПВРД
19. ЖРД – жидкостный реактивный двигатель
20. ВРД – воздушно-реактивный двигатель
21. ТРД – турбореактивный двигатель
22. СУ – силовая установка
23. АКС – авиационно-космическая система
24. ОС – орбитальный самолет
25. ГСР – гиперзвуковой самолет-разгонщик
26. РТДп – ракето-турбинный пароводородный двигатель
27. ППК – противоперегрузочный костюм
28. ВКК – высотнокомпенсирующий костюм
29. УВТ – управляемый вектор тяги
30. ЯБЧ – ядерная боевая часть
31. ЭПР – эффективная площадь рассеяния
     ГЛАВА VIII

        ВОДОРОДНАЯ ЭНЕРГЕТИКА И
   ЖИЛОЙ КОСМИЧЕСКИЙ ПОЯС
       ДЛЯ СПАСЕНИЕ ПЛАНЕТЫ

                Per aspera ad astra

   Родину любят не за то, что она велика,
   а за то, что она своя.

                Луций Анней Сенека



       ВСТУПЛЕНИЕ


У всех здравомыслящих людей, включая честных ученых, нет сомнений, что ГП – результат деятельности человечества, в первую очередь бурно развивающейся промышленности, нефтяной энергетики и массовой вырубки лесов. Причем многие ученые, занимающиеся проблемой ГП, предупреждают о том, что в этом процессе возможна точка невозврата, то есть при достижении порогового уровня ГП процесс начинает идти по нарастающей в геометрической прогрессии, температура атмосферы быстро поднимается выше 100 градусов по Цельсию, закипают океаны, и вскоре Земля станет похожей на Венеру. Некоторые ученые говорят о том, что точка невозврата уже пройдена.
На этом фоне весьма странно звучат голоса тех ученых, которые отрицают сам факт ГП, утверждая, что это – лишь временное колебание, что выбросы в атмосферу, обусловленные деятельностью человечества, мизерны по сравнению с выбросами вулканов – и это на фоне сокращения площади ледников Гренландии и горных на 10%-15%; разрушения ледникового панциря Антарктиды; рекордного сокращения площади дрейфующих льдов Арктики к середине сентября 2012 года на 400 000 квадратных километров по сравнению с предыдущим годом, из-за чего Япония даже готовится запустить спутник на полярную орбиту для мониторинга состояния ледовой обстановки для прохода судов и танкеров через Северный Полюс в ближайшем будущем. В таком тонком механизме, как атмосфера Земли, достаточно слабого дополнительного воздействия, чтобы вызвать катастрофические изменения. Ведь звук человеческого голоса способен обрушить снежную лавину, а легкое нажатие на спусковой крючок винтовки вызывает смерть слона. Возникает ощущение, что подобные странные ученые хорошо проплачены нефтяным бизнесом для сохранения статуса кво.
Если точка невозврата еще не пройдена, то выходом является срочный переход к экологически чистой, альтернативной цивилизации, и начинать это надо было вчера. А если пройдена – неужели человечеству грозит неотвратимая гибель? Не обязательно – когда говорят о точке невозврата, имеют в виду развитие процесса под воздействием внутренних сил. При приложении достаточной внешней силы, особенно в ближайшей окрестности точки невозврата, всегда можно перенаправить развитие процесса на альтернативный путь. В данном случае такой внешней силой является водородная энергетика (далее – ВЭ), внедренная в глобальных масштабах. Ведь в силу летучести водорода при его применении, как ни герметизируй стыки,  его до  30% улетучивается в атмосферу. При глобальных масштабах ВЭ это будет гигантский выброс. Этот водород будет подниматься в верхнюю атмосферу, и на высотах в 70-80 км за счет ионизирующих излучений соединяться с кислородом, образуя воду, а следовательно, и высотные облака. Этот облачный слой будет частично поглощать, частично отражать солнечную радиацию в космос, в итоге эффективно охладит атмосферу.

Однако по поводу ВЭ слышно много споров. Если водород получать за счет электроэнергии мазутных, газовых или угольных ТЭС, то охлаждающий эффект от водорода будет нейтрализоваться или подавляться выбросом парниковых газов, да и в сумме это никакая не ВЭ, а лишь использование водорода для аккумулирования энергии. То есть водород надо получать лишь за счет электростанций на возобновляемых энергоресурсах, то есть на приливных, ветро-, гелио- и воднотермальных электростанциях.

Однако ради бытия планеты, поначалу самое главное – запустить ВЭ, раскрутить её маховик, пусть поначалу и не лучшим образом. И тут, как и в случае освоения космоса, которое вряд ли бы состоялось без гонки ракетно-ядерного оружия, сыграет роль военное применение ВЭ. А поскольку мой проект крыла базируется в основном на применении водорода, то, учитывая категорический императив Канта «действуй, имея в виду интересы человечества», я решил широко распространить этот проект. Ведь интересы человечества, пусть и младенческого, выше интересов любой отдельно взятой страны (правда, возможен вариант, когда только эта страна в данный период времени представляет интересы именно человечества, но пока от этого абстрагируемся).

Итак, если этот проект будет широко внедрен в мире, это и определит масштабное развитие ВЭ. А следующим этапом может и должно быть массовое применение парусников, дирижаблей, гражданских и транспортных самолетов, наземного транспорта на водороде в глобальных масштабах – в том смысле, что весь этот транспорт должен иметь фотоэлементные энергоустановки и нарабатывать водород на стоянках и в пути следования. Ведь предложенные трубы с обмоткой волокнами из углеродных нанотрубок (ВУН) позволят удобно и компактно хранить водород.

Надо дополнительно сказать о применении дирижаблей – как транспортного средства и как отправной станции космического лифта. Есть два типа дирижаблей – с легкими газами (водород и гелий) и термические. Но если объединить оба принципа, то можно существенно увеличить их потолок, а значит, и скорость. При этом весьма желательна ядерная силовая установка (ЯСУ). Далее – ведь дирижабли не обязательно делать осесимметричной формы – можно им придавать форму профилированного крыла, что позволит использовать и аэродинамическую подъемную силу, что еще более повысит потолок со скоростью. Такие дирижабли уже не будут уступать по скорости современным широкофюзеляжным самолетам. А что касается космического лифта, то чем выше от поверхности планеты его стартовая станция, тем меньше вес троса или ленты лифта, причем этот вес падает в геометрической прогрессии в зависимости от высоты. Заметим, что первоначально прочность троса или ленты еще не достигнет максимума, это будет в будущем, поэтому снижение веса троса или ленты поначалу – очень важная задача. И поэтому можно предложить в качестве стартовой станции космолифта гелиево-термический профилированный дирижабль, циркулирующий по кругу на высоте десять километров или выше, от которого начинается лифт, и с которым состыковываются дирижабли, доставляющие грузы и пассажиров для подъема.

Предложенная схема ВЭ будет вполне экономически эффективна с учетом её двойного действия – не только энергетика, но и средство управления температурой атмосферы. Ведь противники ВЭ утверждают, что у ВЭ низкий КПД в связи с дороговизной производства водорода. А управляющее воздействие на атмосферу можно осуществлять по следующему механизму: если после мониторинга атмосферы в глобальном масштабе обнаружена необходимость повышения её температуры – в оболочки дирижаблей закачивается вместо водорода гелий и на определенный период сокращаются масштабы применения прочих видов транспорта на водороде. Если установлена необходимость понижения температуры – в оболочки дирижаблей закачивают водород и повышается активность прочих видов транспорта на водороде.

Несомненно, что человечеству и планете не нужны ни глобальные потепления, ни глобальные похолодания, а нужны стабильная атмосфера и климат. А это означает сознательное регулирование в узких пределах, и рычаг указан. Но есть ещё один рычаг. Выше уже говорилось о конструкции жилого космического пояса вокруг Земли. Циолковский сказал, что это будут трубы до четырёх км длиной и 4-5 метров диаметром, разбитые на жилые отсеки с оранжереями снаружи. Домыслить нетрудно – эти трубы состыковываются в решётки, которые постепенно достраиваются, замыкаясь вблизи экваториальной плоскости Земли. Теперь достаточно предусмотреть на трубах створки, которые при полном открытии полностью перекрывают поток солнечного излучения к поверхности Земли – и дело сделано. Ведь именно в зоне экватора происходит максимальный нагрев поверхности. То есть если нужно повышение глобальной температуры атмосферы – створки закрыты, если понижение – створки открыты. Разумеется, створки являются огромной гелиоэлектростанцией и в открытом положении вырабатывают электроэнергию, как, впрочем, и в прикрытом, только меньше. Так как строго в экваториальной плоскости будут находиться космические лифты, то жилой пояс будет состоять из двух полос – северной и южной, разделённых паузой. Высота внутреннего радиационного пояса Земли над Атлантикой – 500 км, на широте Индонезии – 1300 км. Поэтому желательно строить пояс возле экватора на высоте выше 500 км в расчёте на будущие жилые пояса по типу ракушки, то есть под углом к экваториальной плоскости. Правда, это сделает невозможным космические лифты, но это уже решат потомки, что выгоднее. Строительство жилых поясов потребует доставки на орбиты 500 км большого количества грузов, а это очень дорого на ракетах – ведь хотя космолифт и дёшев, но он доставляет грузы на орбиту с высотой 36 000 км. Можно, конечно, доставлять ракетные модули на лифте на высоту 500 км, где они будут стартовать и разгоняться до орбитальной скорости, но это заморочка, и не намного дешевле, чем старт с поверхности. Однако выход есть – он будет описан в самом конце главы.

Мне за 30 лет довелось пройти много людей и организаций со своей идеей, и хотя суть идеи никто не отвергал, но пока никто не понял её значимости. Более того, российское патентное право по наследству от советского, до сих пор требует не просто идеи, схематически оформленной, а действующего изделия, механизма, вещества или техпроцесса. Это заставило меня взяться за расчеты во второй половине 2012 года. Но до этого у меня на базе основной идеи имело место быть чисто ментальное конструирование, которое в данной главе представлено в качестве Пролога. Кое-что, например, вход ВКС в плотные слои атмосферы хвостом вперед, сейчас мне уже представляется нереальным, а кое-что, например, создание маневренных тяжелых самолетов – проблемным, но из песни слова не выкинешь, и для истории я всё оставляю нетронутым.



  I

   ПРОЛОГ
     
Эра нефтяной энергетики на планете близка к завершению, что в перспективе вынудит авиацию перейти с авиационного керосина на другие виды топлив. При этом по техническим и технологическим причинам  весьма проблематично (хотя и очень желательно в будущем) применение в авиации ядерных силовых установок. Остается применение в качестве топлива водорода, метана или природного газа, что очень экологично и перспективно в виду глобального потепления, но при этом возникают проблемы с размещением и хранением их на борту. Ведь в современных самолетах топливо размещают в крыльях, но использование жидкого водорода и сжиженных газов заставляет искать иные решения: во-первых, баки должны иметь примерно вчетверо большие объемы, чем баки с керосином; во-вторых, баки надо надежно теплоизолировать, особенно водородные; в-третьих, в баках надо поддерживать избыточное по отношению к атмосферному давление, особенно для водорода, иначе значительная часть топлива просто выкипит при подъеме на высоту. Весовые и объемные ограничения допускают наличие водорода на борту только в жидкой форме, причем в состоянии постоянного кипения при температуре     -253 градуса по Цельсию. При этом весьма опасно нарушение герметичности: жидкий водород при испарении мгновенно займет весь внутренний объем самолета и при концентрации от 4% до 75% объема воздуха создаст опасность взрыва.

Тем не менее в ХХ веке прогнозы применения водорода в авиации были весьма заманчивы. В конце 70-х годов ХХ века в американском журнале «Авиэйшен уик» была опубликована статья, в которой были изложены следующие расчетные оценки: самолет на жидком водороде будет на 26% легче и на 30% дешевле, а его двигатели будут гораздо более долговечнее и надежнее, чем работающие на керосине.

В конце 50-х годов ХХ века произвел несколько полетов американский дозвуковой бомбардировщик «Канберра» с одним их двигателей, работавщим на жидком водороде. При этом самолет взлетал на керосине и уже в полете на некоторое время переключался на водород.

15 апреля 1988 года в СССР впервые взлетел Ту-155, самолет, внешне не отличающийся от Ту-154, но оснащенным в правой гондоле одним двигателем НК-88 КБ Н. Д. Кузнецова, работающим на водороде. В его фюзеляже размещался топливный комплекс с баком объемом в 20 кубических метров в хвостовом отсеке. Этот отсек отделялся перегородками, между которыми создавалось избыточное давление. Жидкий водород перед подачей в камеры сгорания (далее – КС) газифицировался и подогревался. Топливный и двигательный отсеки оснащались искробезопасным оборудованием. Все другие системы прокладывались в герметичных гаргротах и при этом продувались набегающим воздушным потоком. Всё было сделано очень надежно, продуманно, но технологически сложно. При всём этом Ту-155 мог использовать в качестве топлива и сжиженный природный газ. Испытания были успешны, однако Ту-155 не эксплуатировался, и, очевидно, не только горбачевская разруха этому виной. Нельзя возить пассажиров в самолете, более половины которого занято баком. («Наука и жизнь» № 1, 1989, «Ту летит на водороде», с. 33; http://www.svavia.ru/info/lib/ng0301.htm )

Есть гипотетическая перспектива использования в качестве топлива для самолетов металлического водорода, но она пока целиком в области научно-технической фантастики. Приходится констатировать, что разработки использования в качестве топлива водорода, метана и природного газа пока находятся в тупике. А ведь неплохо было бы выйти из тупика и активизировать эти разработки, так как эра нефтяной энергетики близка к завершению.

К. Э. Циолковский предлагал для повышения переносимости стартовых перегрузок ракет помещать космонавтов в жидкость – то же самое относится и к пилотам маневренных самолетов. По этому вопросу обычно ссылаются на его фантастическую повесть «Вне  Земли», опубликованную в 1918 году, но на самом деле он еще в 1891 году опубликовал эссе с изложением этой идеи в IV томе трудов Отделения Физической Науки Императорского Общества любителей естествознания.

Используя идею Циолковского, в США в 1958 году производились на центрифуге испытания гидрокомбинезона с сухим весом в 326 килограммов. Испытатель, биофизик Грей, подвергался перегрузке в 30 g в течение 30 секунд, при этом было зафиксировано, что он ни в коей мере не терял ни сознания, ни работоспособности. Биофизические расчеты показывают, что при соблюдении всех рекомендаций современной авиационной и космической медицины и при помещении человека в жидкость с плотностью, равной средней плотности конкретного человека и действии перегрузки в направлении грудь-спина (то есть в положении лежа на спине) должна без последствий длительно переноситься перегрузка в 400 g и кратковременно, в течение долей секунды, в 1000 g. Это дает возможность в будущем стартовать пилотируемым космическим кораблям с поверхности безатмосферных планет, например, с Луны, по Жюлю Верну, то есть путем выстрела, что энергетически очень выгодно по сравнению с ракетным стартом.

Однако по непонятной причине идея Циолковского не используется ни в одном истребителе или штурмовике мира. Идут на всякие ухищрения, такие как противоперегрузочные костюмы, кресла пилотов с большими углами наклона спинки, кресла с переменными в зависимости от перегрузки углами наклона спинки. А ведь проблема решается очень просто – не надо даже строить сложные по конструкции и тяжелые гидрокомбинезоны. Достаточно кабину истребителя, после того, как пилот занял кабину, залить водой. Средняя плотность тела человека составляет 1070 килограммов на кубометр, такую же плотность Циолковский предлагал достигать добавлением в воду соли. Заметим, что глаза прекрасно переносят соленую воду, это знают все, кто нырял с открытыми глазами в море. Дело в том, что при перегрузке в 30 g, если глаза будут в воздушной среде (то есть в маске или в комбинезоне с открытым верхом), невозможно будет держать открытыми веки. Те, кто пилотировал самолеты при перегрузке всего лишь в 6-7 g , знают, что веки уже становятся тяжелыми и прикрываются. К тому же при нахождении головы в воздухе в случае гидрокомбинезона с открытым верхом при максимальной перегрузке возникнет огромная нагрузка на шейные позвонки пилота, что может привести к их травме с тяжелыми последствиями для пилота и самолета. Если же пилот будет весь в жидкости, то всё его тело будет в невесомости, и наверняка будут доступны и существенно большие, чем 30 g, перегрузки – вопрос только в конструкции самолета.

Несложно также решить проблему с дыханием пилота. Для этого надо будет применить акваланг с дыхательным мешком. Во-первых, пилоту выдыхать в кабину нельзя – воздушные пузырьки затруднят обзор. Во-вторых, обычный акваланг может запаздывать с реагированием на изменения гидростатического давления в кабине при изменениях перегрузки, что может привести к баротравмам легких пилота. Применение же дыхательного мешка, расположенного на уровне легких пилота, даст синхронное равновесие давлений в мешке и в легких пилота. Это означает, что акты вдоха и выдоха будут зависеть только от действия дыхательных мышц пилота.

В связи с тем, что кабина будет высокопрочной, чтобы выдерживать высокое гидростатическое давление воды, обусловленные большими перегрузками, гарантируется поддержание пониженного, но достаточного для обеспечения жизнедеятельности пилота давления в кабине на любых высотах, что избавляет от необходимости пользоваться чистым кислородом для дыхания пилота в полете – эта необходимость сохраняется лишь для аварийного покидания самолета.

Требуемая высокая прочность позволяет применить бронированную кабину, то есть таким образом кабина будет одновременно выполнять две функции – противодействие высокому гидростатическому давлению у пола кабины при максимальных нормальных перегрузках  и защита пилота от поражения, что очень важно и для истребителя, и для штурмовика. То, что гидростатическое давление при перегрузке максимально в нижней части кабины, и именно там нужна максимальная прочность, совпадает с необходимостью бронирования в первую очередь именно нижней части кабины.

В связи с тем, что посадка требует повышенного внимания пилота и наиболее высокой координации его действий, а также минимальной скорости самолета (что связано с минимизацией его веса), воду перед посадкой можно или сливать  в атмосферу, или использовать на распыление на входах в компрессоры двигателей на заключительном этапе полета, что, понижая расход, экономит топливо.

Концепция современного истребителя в части, касающейся пилотажных боевых качеств, включает следующие требования:

1. Высокая маневренность (обусловленная в первую очередь  высокими эксплуатационной перегрузкой, тяговооружённостью, аэродинамическим качеством и малой нагрузкой на крыло);

2. Снижение статической устойчивости самолетов и управление ими с                помощью соответствующего компьютерного обеспечения (что обеспечивает     более быстрый темп нарастания перегрузки и сброса её при пилотировании,    то есть самолет быстрее реагирует на управляющие воздействия пилота);


3. Адаптивное крыло с компьютерным управлением и оптимизацией в    соответствии с режимом полета.

В настоящее время существует много суперволокон с выдающимися показателями прочности: кевлар и его аналоги до 2,6-4,1 ГПа, кварцевое волокно до 20 ГПа, алмазное волокно несколько выше кварцевого.

Однако при положительных перегрузках верхние полки лонжеронов работают на сжатие, а все вышеперечисленные показатели прочности – на растяжение, и неясно, как заставить нитевидные материалы успешно противодействовать сжимающим усилиям.

Но это вполне возможно и это несложно. Если сделать верхнюю полку лонжерона  (или верхнюю панель кессона крыла) в виде сплошной стальной или титановой трубы (труб), проходящей от концов полукрыльев сквозь фюзеляж самолета с глухой заделкой торцов, и обмотать эту трубу суперволокном с предварительным натяжением и фиксацией этого волокна полиэфирной, эпоксидной или аналогичными смолами, то мы получим высокопрочный резервуар для газа. Закачаем его водородом под высоким, порядка сотен или даже тысяч атмосфер давлением. Давление на торцы трубы будет растягивать трубу, то есть она заранее готова к восприятию сжимающей нагрузки при выполнении самолетом энергичных маневров с положительной перегрузкой. Как и в случае с бронированной кабиной, мы получаем двухфункциональное устройство – трубчатая верхняя полка лонжерона и работает на увеличение прочности давлением газа, и хранит водород или метан. При этом отпадает необходимость в газификации водорода перед подачей его в камеры сгорания.
 
       Здесь добавляется еще  положительный фактор. Газ под высоким давлением – источник  энергии давления, которую можно весьма эффективно использовать. Так как расширение газа обычно производится в турбодетандерах, возникает возможность изготовления оригинального турбореактивного двигателя с вращением турбины не продуктами сгорания топлива, а расширяющимся водородом. Или же вал турбодетандера соединить с валом компрессора, который будет сжимать воздух и закачивать его в освобождающиеся от водорода трубы кессона для восстановления прочности.

Нижняя полка лонжерона (панель кессона) может иметь несколько конструктивных исполнений. Во-первых, это обычные полки, выклеенные из суперволокна. Во-вторых, каждой верхней трубе соответствует внизу трос из суперволокна, который натягивается пневмоцилиндрами, работающими от давления газа в верхней трубе, и таким образом этот трос активно противодействует растягивающим усилиям; а уплотнения пневмоцилиндров, которые в принципе невозможно сделать идеально герметичными, выполнят роль понижающих редукторов. В-третьих, это просто трос (тросы) из суперволокна с применением компенсирующих устройств, устраняющих вытяжку троса в процессе эксплуатации – натяг тросов реализуют механизмы под управлением АСУ самолета перед полетом. В-четвертых, натяжка тросов может производиться пропорционально нормальной перегрузке опорой внутрифюзеляжных грузов (двигатели, отсек с боевой нагрузкой, бак с топливом до его израсходования) на соответствующую рычажную систему.

Из труб и нижних полок формируется кессон, нижняя внутренняя полость которого заполняется авиационным керосином, как обычно. При расходовании газа из верхних труб прочность крыла будет уменьшаться. Для борьбы с этим применимы два способа – подогрев газа в трубе для восстановления его давления или закачка в трубы воздуха при поочередном освобождении труб; возможно одновременное применение этих способов.

Таким образом, на истребителе должно быть как минимум два двигателя: один на авиакеросине, второй на водороде или метане. Целесообразна такая тактика их использования в полете: так как расход газа уменьшает прочность крыла, водородный (метановый) двигатель в полете работает на малом газу, а переводится на полную мощность только в бою.

Возможно и желательно применение дополнительных камер сгорания с соплами: форсажных для повышения разгонных характеристик истребителя, с векторами тяги, параллельными векторам тяги маршевых двигателей, и маневренных, размещенных вблизи центра масс, с векторами тяги, перпендикулярными продольной оси истребителя и направленными вниз. Камеры сгорания могут быть водородно-воздушными, с подачей воздуха от компрессоров маршевых двигателей, и водородно-кислородными, если одну трубу в кессоне крыла заполнить кислородом – разумеется, стенки камер сгорания и сопел также должны быть двойными для охлаждения расширившимся газом. Водородно-кислородные камеры сгорания позволят получать особенно большие приросты тяги и дополнительной подъемной силы, что особенно важно при взлетах с ограниченных по длине ВПП и с палуб авианосцев.

С учетом вышеизложенного, можно набросать схему первого, опытного истребителя с перспективой его доработки по результатам испытаний. Однако надо заметить, что работу надо начинать с доработки обычных истребителей, которая будет заключаться в усилении крыла и горизонтального оперения по предложенной идее или обычным образом, без применения заполненной водой кабины; рассчитывать их надо на перегрузку в 15g, что возможно сделать быстро и получить существенное превосходство над истребителями вероятных противников. Одновременно стоит начинать разработку тяжелых самолетов (то есть военных многоцелевых амфибий, бомбардировщиков, дозаправщиков, ракетоносцев, разведчиков,  целеуказателей и военно-транспортных) с крылом, упрочненным давлением газа, рассчитанных на обычную для маневренных самолетов  перегрузку в 5-9 g, - разумеется, без заполнения кабин водой, с обычными ППК у экипажа. Такие самолеты смогут успешно противостоять истребителям вероятных противников (при условии монопольного производства суперистребителей Россией).

Итак, этот суперистребитель надо рассчитывать на перегрузку в 30 g, чтобы реализовать существенный прорыв в развитии российской авиации  и обеспечить радикальное преимущество российских истребителей. Это будет самолет с фюзеляжем, похожим на фюзеляжи МиГ-29 или Су-27.  Желательна схема с несущим фюзеляжем – для того, чтобы при больших перегрузках на носовой части фюзеляжа не возникало больших инерциальных нагрузок. Между соплами маршевых двигателей сзади размещено сопло форсажной камеры сгорания (КС), воздушно-водородной или водородно-кислородной. Под фюзеляжем вблизи центра тяжести вниз смотрят одно или два сопла маневренных камер сгорания, хотя на опытном варианте от них можно и отказаться ради экономии веса. На этом сходство с МиГ-29 и Су-27 заканчивается. Крыло должно быть прямым, трапециевидным, малого или среднего удлинения с большим наплывом. Это необходимо для того, чтобы трубы кессона были прямыми и сквозными, то есть для обеспечения необходимой прочности при экономии веса. Крыло сверхзвукового самолета вовсе не обязано быть стреловидным или треугольным, это доказывает пример американского сверхзвукового истребителя F-104 “Старфайтер». Все проблемы с волновыми явлениями на транс- и сверхзвуке решаются подбором специального профиля крыла. А оперение может быть и стреловидным. Желательна схема «утка».

Площадь крыла для суперистребителя на 30 g для обеспечения соответствующей располагаемой перегрузки должна быть в 3,5- 4 раза больше, чем площадь крыла обычных истребителей при том же взлетном весе, откуда вытекает увеличение всех линейных размеров крыла в два раза, в том числе и высоты кессона, что весьма положительно скажется на весовых характеристиках крыла. Несомненно, что прогресс суперистребителей будет достигаться за счет увеличения перегрузки, так как пилот сидя сможет переносить до 50g, и до 70-75g полулежа (в воде).

Большой интерес представляет размещение суперистребителя сверху на тяжелых транспортных или, что лучше всего, на самолетах-амфибиях. Это позволяет оперативно рассредоточивать суперистребители, выводя их из-под ударов противника, а также существенно увеличивать их радиус действия, применяя метод дежурства в воздухе в угрожаемый период или в ходе боевых действий. Размещение истребителей на самолетах-амфибиях особенно выгодно, так как водные аэродромы невозможно вывести из строя – а ведь Россия благодаря КБ имени Бериева производит самые большие и совершенные амфибии в мире. А в перспективе – размещение суперистребителей на носителях, рассчитанных на перегрузку в 5-9 g благодаря крыльям, усиленным давлением газа.

Есть еще вариант применения упрочненного крыла – использование кессона из труб, наполненных водородом и кислородом, для многоцелевого воздушно-космического самолета (далее – ВКС). При этом кессон целиком склеивается из обмотанных суперволокном труб, в три-четыре слоя. Для старта применимы два способа: или как предложено выше с тяжелого атмосферного самолета, возможно со сверхзвукового, с максимальной высоты полета с курсом полета на восток для использования вращения Земли, или со специального самолета-разгонщика, подобного тому, который планировали применять в советской системе «Спираль». В обоих случаях необходим и разгонный блок выведения на орбиту. ВКС должен использовать в основном водородно-кислородные КС, хотя надо предусмотреть и резервный водородно-воздушный ТРД для полета в атмосфере. При этом при завершении выхода на орбиту и маневрировании в космосе используется газ  из нижних слоев труб кессона, таким образом при входе в плотные слои атмосферы «плашмя» крыло уже будет обладать повышенной прочностью, что дает возможность входить с большой перегрузкой, то есть быстро гасить скорость. Можно дополнительно тормозить водородно-кислородной КС,  размещенной вблизи центра тяжести перпендикулярно оси ВКС и направленной вниз. Упрочненное крыло позволит ВКС энергично маневрировать при полете в атмосфере при необходимости. Можно предложить еще один способ входа ВКС в атмосферу, который пока не применялся – хвостом вперед, с тягой водородно-кислородных камер сгорания, с применением выдвижного стабилизирующего оперения в носовой части и применением электронных систем устойчивости. Несомненно, при этом удастся сэкономить на весе термозащиты ВКС. Прогресс ВКС возможен применением в качестве топлива и окислителя водорода и фтора – ведь это дает самый высокий энерговыход для химических реакций горения.

В дальней перспективе возможно применение на суперистребителях и ВКС боевых лазеров и ускорителей элементарных частиц, которые пока только разрабатываются. Они требуют очень больших мощностей энергии в импульсе, а, как уже замечалось выше, газ под очень высоким давлением – это огромный запас потенциальной энергии давления. В таком случае необходимы специальные мощные импульсные генераторы в дополнение к бортовым, а газ, расходуемый для получения импульсов мощности, может утилизироваться тремя способами: 1) для разгона в ходе подготовки к выстрелу и в ходе его с последующим энергичным разворотом на обратный курс; 2) для накопления в специальном резервуаре на борту с последующим расходованием в двигателях; 3) выбросом в атмосферу воздуха, который закачивался в трубы для восстановления прочности, а также и водорода при необходимости повторных выстрелов. Разумеется, возможны и разные комбинации этих способов.




II

    ШЕСТОЕ, СЕДЬМОЕ… ПОКОЛЕНИЯ
    ИСТРЕБИТЕЛЕЙ И ГИПЕРЗВУК


Человечество уверенно переступило порог космоса – постоянно работает МКС, планету окружает постоянно растущая группировка спутников, людьми посещалась Луна, космическими аппаратами – Венера и Марс, Вояджеры-1 и -2 достигли границ Солнечной системы. А тем временем остается неосвоенной земная атмосфера с высот 25 км до 100 км. Действительно: у SR-71 практический потолок 25 910 м при 3,4 М; у МиГ-31 20 600 м при 2,35 М; у U-2 практический потолок 21 336 м, динамический – 26 800 м; у М-55 «Геофизика» практический потолок – 21 550 М. Аэростаты поднимаются существенно выше: Феликс Баумгартнер 14.10.2012 года поднялся на 39 045 м и совершил оттуда рекордный прыжок с парашютом, а в Японии беспилотный шар 25.05.2002 года поднимался на 53 000 м. Но аэростаты – это скорее экзотика, а  не освоение атмосферы. То есть приходится констатировать – ситуация с освоением атмосферы сходна с ситуацией освоения океана – освоено пока то, что недалеко от уровня нашего проживания, и впереди много работы по ликвидации этого пробела.

Еще несколько лет назад в материалах открытой печати можно было встретить множество материалов о разработках перспективных средств воздушно-космического нападения, особенно гиперзвуковых, в передовых странах. Однако ныне количество таких публикаций резко сократилось – яркий признак того, что эти разработки выходят на уровень реализации, и статьи исчезают из закладок. А вот интересный и даже смешной пример: статья в «Известиях» от 11 января 2013 г. под названием «В России приостановлены работы над гиперзвуковым самолетом». Автор называет проекты США X-15, X-43, X-45 «заатмосферными», утверждая, что их маневрирование в атмосфере невозможно, говорит о закрытии программ «Клипер», «Север», ГЭЛА Х-90, о том, что нет обоснования необходимости полёта на гиперзвуке, что «Север», «имея радиусы разворота в десятки километров, не смог бы маневрировать» (противоречие во фразе, так как автор говорит именно о маневрировании с соответствующими скорости и высоте радиусами), утверждает, что «перегрузки пилотов становятся смертельными», что даже дико, так как перегрузку создает сам пилот, управляя самолетом так, как считает необходимым, при этом пилот вряд ли считает необходимой свою смерть. Очевидно, соответствующие структуры России хотели внушить миру, что в России по этой теме всё в полном развале, коли даже её освещением занимается такой профан. Однако и в России, и в мире ведутся множество военных разработок по теме гиперзвука (Ком. 1), да и как их не вести, если США в соответствии с концепцией Propt Global Strike (молниеносный глобальный удар) должны в течение часа наносить удары по любой точке планеты, а с помощью МБР в обычном оснащении это делать затруднительно, так как Россия и Китай возражают и будут их сбивать, так как МБР в обычном оснащении никак не отличается локаторами обнаружения от МБР с ядерными боевыми блоками; а коли такие ракеты появятся у США, то им надо противопоставить аналогичные. Но нас интересуют только истребители и ВКС, поэтому далее они и рассматриваются, включая и уже вошедшие в историю.

Сейчас в мире только у США состоит на вооружении истребитель пятого поколения F-22 Raptor. Можно говорить о еще трех истребителях: ПАК ФА России (первый полёт в 2010 г., испытания с марта 2013, закупка установочной партии для ВВС в 2013 г., серийные закупки планируются с 2015 г.); Chengdu J-20 Китай (первый полёт 11.01.2011 г., планируется на вооружение с 2018 г.); Mitsubishi ATD-X Shinshin Япония (испытания на 2014 г., планируется на вооружение в 2018-2020 г.г.).


СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК

ПАК ФА      F-22        J-20     ATD-X
Максимальная взлетная масса 37 000 кг 38 000 кг 36 000 кг         н/д
Боевой радиус         н/д 760-1100 км          н/д        н/д
Дальность без ПТБ с боевой нагрузкой   2 700 км   1 900 км     2 000 км        н/д
Максимальная дальность   5 500 км 3330-5700 км     5 500 км        н/д
Потолок   20 000 м 20 000 м 20 000 м        н/д
Тяга/скорость 31 407 кгс
2100-2600 31 751 кгс
   2 410         н/д
       2 500        н/д
       н/д

У всех истребителей применена технология снижения радиолокационной заметности (данные по http://ru.wikipedia.org/wiki/ПАК). Нельзя не отметить, что японцы на ATD-X применяют технологию самовосстановления управления полетом SRFCC (Self Repairing Flight Control Capability). Бортовой компьютер автоматически определит повреждения и перенастроит систему управления полетом за счет включения исправных резервных систем; кроме того, он определит степень повреждения рулевых поверхностей и крыла и подкорректирует работу целых элементов, чтобы полностью восстановить управляемость истребителя.

         В связи с тем, что по всем истребителям, кроме F-22, пока нет данных (и дело даже не только в секретности, а в том, что они не испытаны), имеет смысл привести дополнительные  данные по F-22 – у прочих должны быть подобные и даже лучше в связи с прогрессом, так как они изготавливаются позднее.

 
Тактико-технические характеристики F-22

• Масса максимальная       - 38 000 кг
• Нормальная взлетная     - 30 206 кг (100% топлива)
• Боевая    - 25 776 кг (52% топлива)
• Нагрузка
o Нормальная     - 1116 кг (6+2 УР)
o Максимальная       - 10 370 кг
o Топливо                - 9 376 кг
o ПТБ                - 7 200 кг
• Нагрузка на крыло
o При максимальной массе    - 487 кг/м2
o При нормальной массе       - 387 кг/м2
o При боевой                - 330 кг/м2
• Процентный состав материалов в конструкции планера:
o Алюминиевые сплавы         - 16%
o Титановые сплавы               - 39%
o Композиты                - 24%

• Двигатель: 2х ТРДДФ Pratt & Whitney F119-PW-100
o Тяга статическая с форсажом       - 15 876 кгс
o Тяговооруженность:
; Макс. взл масса          - 0,83
; Норм. взл. масса        - 1,05
; Боевая (6+2 УР, 52% топлива) – 1,23

  Лётные характеристики:
• Максимальная скорость: 2 100 км/ч (2 М) или 2 600 км/ч (2,42 М) по разным данным
• Максимальная бесфорсажная скорость: 1850 км/ч (1,78 М)
• Крейсерская скорость: 950 км/ч
• Дальность:
o Без ПТБ, боевая                - 1900 км
o Без ПТБ, нормальная          - 2 500 км
o 100% внутри + 2 ПТБ         - 3 330 км
o 100% внутри + 4 ПТБ         - 5 700 км
o На скорости 1,78 М            - 1300 км
o Боевой радиус                - 760-1100 км
• Практический потолок              - 20 000 м
• Максимальная эксплуатационная перегрузка – 9,5 g
• Потребная длина ВПП               - 915 м
• Скорость крена 100 градусов в секунду

ЭПР от 0,0001 до 0,3-0,4 м2 (по данным разных источников)

  Авионика:
• РЛС с АФАР APG-77 с дальностью обнаружения 210 км (270-300 км по другим источникам)

• Станция предупреждения об облучении AN/ALR-94, из 30 датчиков по фюзеляжу для информации о радиолокационной обстановке и применения оружия, дальность действия до 250 миль

• ИК система предупреждения о ракетной атаке AN/AAR 56
     (данные по http://ru/wikipedia.org/Locheed/Boeing_F-22_Raptor)


ШЕСТОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Итак, с обликом истребителя пятого поколения всё более-менее ясно – в качестве образца для подражания имеем F-22 (который некоторые специалисты не относят или не вполне относят к пятому поколению), и истребители других стран если и будут его превосходить, то ненамного, тем более, что надо учесть его модернизацию. Но в мире уже встает вопрос о шестом поколении – в декабре 2012 года США объявили о начале работ по определению облика перспективного самолета (пока неясно, будет ли он многоцелевым, из-за чего есть два варианта названия – F-X и F/A-XX), а документация по облику истребителя шестого поколения должна быть представлена комиссией Пентагона в течение двух лет. Можно также определить сроки поставок его на вооружение – около 2030 года начнется процесс вывода из эксплуатации F-22, то есть поставки должны начаться в конце 2020-х годов. Если же всё пойдет так же тяжело, как с F-22, то с учетом двух-трех переносов и того, что конкуренты США вряд ли смогут наступать им на пятки, это может затянуться до 2035-2040 года. То есть ясно, что седьмым поколением США начнут заниматься не раньше 2050-2055 годов.
Разумеется, в рассуждениях об облике истребителя шестого поколения много очень интересной фантастики, однако имеет смысл не загромождать текст – фантастику не секретят, так как ею друг друга пугают, поэтому любой желающий легко найдет фантастику на тему гиперзвуковых летательных аппаратов в поисковиках. А здесь изложены реальные взгляды с учетом не только американских источников.

1. Максимальная скорость должна быть близка к границе гиперзвука – 5 М, то есть 4,3-4,5 М. Сейчас считается, что ТРДДФ могут обеспечить скорость до 5 М, хотя это и нелегкая инженерная задача, в связи с чем возможно применение двигателей, аналогичных стоявшим на SR-71 P&W J58-P4 с комбинированной турбопрямоточной схемой. Это позволит поднять статический потолок до 35-37 км и даже совершать длительные полёты по пологой горке на динамический потолок до 45-50 км с выключенными на время для экономии топлива двигателями.

2. Высокая экономичность двигателей при тяговооруженности до 1,5, управляемый вектор тяги. Вместе с полётом на горке это позволит получить боевой радиус до 3 000 км. Бесфорсажный сверхзвуковой полет обязателен, скорее всего на скорости около 2 М.


3. Дальнейшее снижение РЛ-заметности. В связи с этим оружие только во внутренних отсеках.

4. Непременно сверхманевренность и пушка. Вместе с УВТ это даёт победу и в ближнем воздушном бою. Взгляды американцев, что бои между истребителями будут происходить только на дальних и средних дистанциях, ложны (хотя и понятно их желание беречь крайне дорогостоящие машины). В связи с низкой РЛ-заметностью и высокой скоростью сближения противоборствующих истребителей время на прицеливание весьма мало, отсюда велика и вероятность промаха ракетами средней дальности, в итоге весьма велика вероятность ближнего воздушного боя, в котором ракеты ближнего боя при энергичном маневрировании малоэффективны, то есть отказ от пушек необоснован, а напротив, необходимо совершенствование авиапушек.


5. Вооружение останется принципиально то же, то есть ракеты и пушка, лишь с улучшенными по сравнению с современностью показателями. Малогабаритные лазеры и ускорители элементарных частиц боевой мощности появятся еще не скоро. К тому же если лазер и хорошо подходит для поражения малоподвижных целей, то его применение по энергично маневрирующей цели неэффективно – «зайчик» лазерного луча действует не мгновенно, а  должен достаточное время удерживаться в одной точке, особенно при поверхности с высокой отражающей способностью.

6. Истребитель будет пилотируемым, так как искусственный интеллект в принципе невозможен – интеллект человека связан с разумом, интуицией и видением будущего, то есть в конечном итоге с душой как Богом созданной монадой. В этой книге выше уже приводились ссылки на книгу Мельникова «Бураном сожженные», что есть данные объективного контроля – в катастрофических ситуациях летчики и космонавты часто предпринимают правильные и спасительные действия еще до того, как наступили гибельные события. Значит, лучше сосредоточить усилия на создании спецметодик по отбору и обучению пилотов, чем пытаться сотворить разум вместо Бога. Тем не менее, создание экспертных систем, собирающих данные от разнообразных датчиков и их систем и выдающих рекомендации и варианты действий пилоту, облегчая его работу и повышая её эффективность, должно прогрессировать.


7. Прогрессивное БРЭО. Заменители ИЛС на шлеме пилота, «прозрачная кабина» (Ком. 2), позволяющая видеть всю сферу в воздушном бою, интеграция со всеми системами целеуказания и управления – наземными, воздушными, надводными и космическими, для оптимизации боевого применения очень дорогостоящей техники.

8. Самовосстановление истребителя. Выше было сказано о применении японцами на своём ATD-X технологии самовосстановления управления SRFCC, и это на истребителе пятого поколения. Вне всякого сомнения, подобные системы будут применены на всех истребителях шестого поколения. Однако нельзя не заметить, что такие системы по-настоящему можно отладить только при наличии реальных боевых повреждений, то есть они будут отлажены и актуальны лишь на седьмом поколении истребителей. Также будут применены элементы саморемонта конструкции и механизмов с тем же условием отладки по опыту боевых повреждений.


     СЕДЬМОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Выше уже говорилось, что США начнут работать над седьмым поколением истребителей не раньше 2050-2055 годов. Остальные страны, если поднажмут, могут начать эту работу одновременно с ними. Строить прогноз в такое отдаленное будущее трудно, однако несколько общих соображений высказать всё же можно. Так, есть фантастические предположения, что истребители седьмого поколения будут действовать как в атмосфере, так и в космосе. Это вряд ли – выход на орбиту, как и вход в плотные слои, требует скорости более 25 М, что означает сильнейший кинетический нагрев, и пока совсем не ясно, будет ли такой истребитель не просто многоразовым, а постоянно боеготовым в ходе боевых действий, а машины на один или несколько полётов при их астрономических стоимостях вряд ли нужны. Скорость истребителя должна расти, а ТРДДФ эффективны лишь до 5 М, причем с 3 М их эффективность заметно падает, то есть необходим переход на ПВРД, которые могут работать от 2,5-3 М до 5-6 М, при этом нельзя отказываться и от ТРДДФ, так как для запуска ПВРД истребитель надо разогнать до 2,5 М - 3 М – а это возрастание массы истребителя. Еще более высоких значений скорости до 10 М - 12 М позволяют достичь ПВРД со сверхзвуковым горением топлива (ГПВРД), однако они требуют охлаждения и очень сложной организации подачи топлива  (время на образование рабочей смеси не выше 1 мс). Поэтому топливо или должно содержать химически активные и крайне ядовитые добавки, либо применяться водород, который летуч, взрывоопасен и мало плотен. К тому же или ПВРД должен быть двухрежимным, то есть по достижении скорости 5 М энергично, чтобы не упала скорость, трансформироваться в ГПВРД, или надо сразу два типа ПВРД, при этом нельзя забывать и про ТРДДФ. Несомненно, что это неработоспособная конструкция. Положение могла бы спасти ядерная силовая установка (ЯСУ). Но даже если она и будет создана к 2050 году, то будет ли она достаточно легкой и компактной для установки на истребитель? Поначалу вряд ли – это как с эффективной системой саморемонта истребителя шестого поколения, скорее всего, поначалу ЯСУ сгодится только на тяжелые ВКС. Поэтому о скорости полета истребителя седьмого поколения можно сказать однозначно – 5 М - 6 М. Потолок – до 50 км, на горке – до 70 км. Самовосстановление уже будет совершенным, все остальные показатели улучшаются, сверхманевренность и пушка тут уже под вопросом, вооружение возможно в трёх вариантах: 1) традиционные ракеты; 2) боевые лазеры или ускорители (но поначалу они не очень совершенны) и 3) комбинация ракет и лазеров или ускорителей. Напоследок заметим, что применение истребителей седьмого поколения в космосе всё-таки возможно – так как в основе рассуждения лежал вывод о том, что ЯСУ летательных аппаратов к 2050 году будет создана, но тяжелая и некомпактная, то ведь ею можно будет оснащать тяжелые ВКС, которые будут носителями истребителей седьмого поколения для самообороны или других задач. Тогда на орбиту такой истребитель будет выходить на борту ВКС, и при необходимости входить в атмосферу и выполнять поставленные задачи с последующей посадкой на своих аэродромах. Насчет так называемого искусственного интеллекта можно сказать следующее. Да, тут уже возможны будут беспилотники, работающие группами по два- три под управлением пилотируемого истребителя и идущие впереди него. Связь и управление между ними должна быть лазерной, что исключает помехи со стороны противника, которые иначе могли бы привести к срыву выполнения боевой задачи.


   ВОСЬМОЕ ПОКОЛЕНИЕ

Естественно предположить, что работа над восьмым поколением начнется с 2080 года. Это будет истребитель с совершенной ЯСУ (как вариант – в комбинации с импульсными детонационными двигателями), боевыми лазерами или ускорителями, он будет самостоятельно выходить на орбиту и возвращаться (или достигать скорости до 12 М в атмосферном варианте), его термозащита будет позволять многократные циклы полетов, бортовые компьютеры весьма совершенны, но пилот также будет совершенно необходим – космос же. Вопрос тут будет лишь в рабочем теле для ЯСУ. Если в плотных слоях атмосферы это с неизбежностью будет воздух, то в вакууме рабочее тело можно взять только из бортовых запасов, и таковыми могут быть только водород или гелий, то есть газы с минимальным молекулярным весом, что дает максимальную скорость истечения, а значит, и максимальную эффективность при маневрировании в космосе, при этом достаточно небольшого запаса для торможения при сходе с орбиты, а при достижении плотных слоёв опять можно в качестве рабочего тела использовать воздух.

По импульсным детонационным двигателям работы ведутся как в России в Курчатовском институте ( topwar.ru/22702-strasti-po-giperzvuku/html), так и в США (http://www.testpilot.ru/review/hiper/hiper/html).
Важное преимущество таких двигателей – что они могут работать с нулевой скорости в отличие от ПВРД и ГПВРД, хотя есть сложности с трансформацией сопел для дозвукового, сверхзвукового и гиперзвукового режимов. Рассчитывают на важные преимущества этих двигателей:

1. Высокие экономические показатели – их удельный импульс на 5-10% выше, чем у ЖРД; расход топлива на атмосферном кислороде на 30-50% меньше, чем у ВРД;

2. Простота конструкции, а значит, и высокая надежность. Подача топлива при низком давлении, то есть нет нужды в турбонасосных агрегатах, что снижает вес;


3. Низкие затраты на производство, в четыре раза дешевле обычных;

4. Практически мгновенный выход на рабочий режим и останов, широкие возможности по дросселированию тяги.


ВЫВОД 1. Догонять, слепо следуя за хвостом, то есть по кривой погони – способ не самый лучший, неэкономичный и недостойный звания человека (так догоняют добычу дикие хищники). Да, Россия сейчас отстаёт в области истребителей от США, но догонять лучше по прямой с нацеливанием в точку упреждения, нацелившись на седьмое поколение истребителей и имея запасную цель – восьмое поколение. Это означает, помимо работы над истребителями, - разработку боевых бортовых лазеров и ускорителей, а также авиационно-космических ЯСУ и импульсно-детонационных двигателей.

Для прояснения облика и взглядов на эксплуатацию всех продвинутых поколений истребителей рассмотрим несколько разработок скоростных и высотных аэрокосмических систем из обширного множества в основном не летавших проектов.

-----1. Двигатель SteamJet, который  проектировался при участии российских специалистов фирмой MSE Technology Applications                ( http://www.testpilot.ru/review/hiper//htm ). Он представляет обычный ТРД с инжектором, обеспечивающим  впрыск воды, жидких воздуха или кислорода в канал воздухозаборника (система MIPCC), что повышает эффективность работы компрессора и снижает температуру торможения входящего потока воздуха. Компьютерное моделирование  Иследовательской лаборатории ВВС США AFRL (Air Force Research Laboratory) продемонстрировало работоспособность двигателя SteamJet на скоростях от 0 до 6 М, при этом расход топлива оказался меньше, чем у комбинированной турбопрямоточной СУ (SR-71), а тяговооруженность на уровне ПВРД, что открывает этому двигателю возможность использования для разгонщиков космических аппаратов или атмосферных скоростных самолетов. Двигатель SteamJet планировалось установить на разгонщик частично многоразовой системы Rascal, которая предназначалась для запуска сразу двух военных спутников массой 75-100 кг с ракетными блоками. Разрабатывавшийся компанией Space Launch самолет-разгонщик MPV представлял собой высокоплан с треугольным крылом и двумя килями с абляционной теплозащитой и элементами из титана и стали взлётной массой 36,3 т при длине 27,1 м и размахе крыла 27, 4 м. СУ из четырех ТРДДФ F-100 фирмы Pratt & Whitney со встроенной системой MIPCC обеспечивала тяговооруженность около 2:1. Взлет с обычной полосы, после набора высоты 9 км – разгон до 4 М с выходом на высоту 36 км, после чего выполняется вход в горку и отключаются двигатели. При достижении вершины горки на высоте 58-60 км производится отделение и старт ракетных блоков со спутниками, разгонщик, снизившись, запускает двигатели и садится на место старта.

------2. С 1974 г. в СССР В. М. Мясищевым разрабатывался ВКС М-19 стартовым весом 500 т с перспективой установки ЯСУ, которую так и не сделали. (  ). Он в варианте с ЯСУ должен был выводить на орбиту 30 тонн полезной нагрузки, а также иметь возможность периодически погружаться в атмосферу до высот 50-60 км для выполнения боевых задач и пополнения рабочего тела для ЯСУ (воздух) с последующим возвратом на орбиту. Энергетика ЯСУ должна была обеспечить длительное автономное пребывание и свободное маневрирование в космосе, что, помимо решения боевых задач, позволяло бы осваивать как геостационарную орбиту, так и области удаленного космоса, в том числе Луну и окололунное пространство. На первом этапе прототип ВКС без ЯСУ с использованием водорода и ПВРД должен был использоваться как гиперзвуковой бомбардировщик со скоростью полета 6 М, высотой 30 км и радиусом действия 10 000 км, а также для вывода на орбиту до 40 тонн нагрузки. К сожалению, этот проект не был реализован, но это хороший пример, что такие корабли реальны, к тому же они крайне необходимы для освоения околоземного космоса, заселения его и развертывания в нём промышленности в духе К. Э. Циолковского. А что касается военного аспекта, то именно такой корабль мог бы иметь на борту космоистребители для обороны и прочих боевых задач.

-----3. С 1965 г. в СССР в филиале ОКБ 155 Микояна Г. Е. Лозино-Лозинским разрабатывлась АКС «Спираль», стартовым весом в 115 тонн в составе  гиперзвукового самолёта-разгонщика (ГСР) «50-50», орбитального самолёта (ОС) «50» и двухступенчатого ракетного ускорителя (buran.ru/htm/spiral.htm , sergib.agava.ru/russia/Mikoyan/spiral_1.htm ). ОС проектировался одноместным в четырех вариантах: дневной фоторазведчик, РЛ-разведчик, перехватчик космических целей и ударный ВКС с ядерной ракетой весом 1800 кг, - на орбиту 130-150 км с наклонениями 45-135 градусов (перехватчик – до 1000 км); вес ОС 8-10 тонн, при этом ОС имел ТРД для маневра в атмосфере, а пилот размещался в спасательной капсуле, позволявшей самостоятельно возвращаться на Землю при повреждении ОС на орбите. ГСР проектировался в двух вариантах: 1) в консервативном с керосином в качестве топлива и 2) в перспективном с жидким водородом. В первом варианте достигалась скорость 4 М и высота 22-24 км, во втором 6 М и 28-30 км. ГСР оснащался четырьмя двигателями с общим воздухозаборником и общим соплом: в первом варианте ТРДФ Р-39-300 Лифшица Г. Л. из ОКБ-300, во втором АЛ-51 ОКБ-165 А. М. Люльки. Особенностью двигателей АЛ-51 было то, что пары водорода вращали турбину, служившую приводом компрессора, но турбина была вынесена из контура камер сгорания, газификатор-испаритель водорода находился на входе в компрессор, эффективно охлаждая воздух на входе; а то, что турбина вынесена из зоны горения, позволяло радикально поднять температуру, что и обеспечивало скорость до 6 М. Эта схема избавляла от необходимости комбинировать ТРД с ПВРД, что экономило вес. Водородный двигатель был уникален, и получил название ракето-турбинного пароводородного двигателя – РТДп. Эта система позволила бы при применении фтора в ракетном ускорителе и ОС выводить на орбиту до 9% и более от стартового веса со стоимостью в 3-3,5 раза меньше, чем у ракет на том же топливе. Также был вариант гиперзвукового разведчика с дальностью на керосине 6 000-7 000 км при 4 М - 4,5 М и на водороде до 12 000 км при 6 М, рассматривался даже вариант гиперзвукового пассажирского самолета; нетрудно представить, что ГСР смог бы стать и дальним высотным гиперзвуковым бомбардировщиком.

Нетрудно сделать вывод, что подобная система сможет быть разгонщиком для многоцелевых космоистребителей седьмого и восьмого поколений и увеличивать радиус действия истребителей шестого поколения. 

-----4. Проект Skylon c двигателями SABRE фирмы Reaction Engines Limited. (science.compulenta.ru/693595/ , ru.wikipedia.org/wiki/Skylon). Беспилотный космоплан стартовым весом 275 тонн, взлетающий и садящийся на обычные полосы и доставляющий на низкую экваториальную орбиту (до 400 км) 12 тонн груза. Фирма заявляет о снижении стоимости подъема на орбиту килограмма груза в 15-50 раз (до $ 500-1000). Двигатели SABRE – сложная комбинация ВРД-ЖРД с четырьмя КС и вспомогательных прямоточных КС, кольцом расположенных вокруг ЖРД; в основные КС подается турбокомпрессором на гелиевом цикле воздух и охладивший его газифицированный водород в режиме ВРД или жидкие водород и кислород в режиме ЖРД. Космоплан взлетает с обычных полос, на скорости 5,5 М и высоте 26 км переходит с режима ВРД на ЖРД, то есть с питания атмосферным воздухом на бортовой жидкий кислород, и выходит на орбиту; после доставки груза и приема груза с орбиты входит в атмосферу и садится на обычную полосу.

12.06.2012 фирма заявила об успешном испытании устройства предварительного охлаждения поступающего в SABRE воздуха – самого «тонкого» и критически важного компонента конструкции. Производство SABRE обещают к 2017 году, причем и в чисто атмосферном варианте.

Ясно, что подобная система также смогла бы выводить на орбиту многоцелевые космоистребители седьмого и восьмого поколений или увеличивать их радиус действия в атмосфере. Более того, двигатели, аналогичные SABRE, могут устанавливаться непосредственно на истребители для достижения скорости до 5,5 М в варианте ВРД для седьмого поколения или, при наличии на борту жидкого кислорода, до 12 М и выше при переходе с ВРД на ЖРД, что соответствует восьмому поколению.

Можно констатировать, что для перспективных истребителей, судя по 1), необходимо наличие на борту запаса воды (о чем пишется в Прологе, имея в виду кабину лётчика, заполненную водой) или сжиженного воздуха (который можно получать на борту в ходе полета начиная с запуска двигателей, занимая им освобождающиеся от топлива ёмкости), а по 2), 3) и 4) необходим запас водорода, причем в двух видах: если до 4,5 М допустим сжатый до высокого в трубах кессона давления газ (при этом энергия давления должна использоваться для вращения турбины, не находящейся в проточной части камер сгорания), то при больше 4,5 М выгодно использовать охлаждающий потенциал жидкого водорода. При этом для упрочнения крыла совсем не обязательно трубы кессона заполнять именно газом под высоким давлением. Учитывая, что жидкости практически не сжимаемы, трубы кессона можно заполнять жидким водородом, предусмотрев баллоны высокого давления с газообразным водородом, соединенные трубками с трубами кессона – газ, передавая давление в трубу кессона, вынудит и жидкий водород работать на упрочнение крыла. Точно так же можно заполнять трубы кессона керосином, а давление в трубах создавать воздухом, возможно от компрессора высокого давления.  Нельзя не отметить малое время пребывания на боевом дежурстве истребителей с жидким водородом в кессонах в связи с его выкипанием, однако эта проблема станет актуальной начиная с седьмого поколения. Эту проблему можно решить, помещая дежурный истребитель в спецбоксы с температурой жидкого водорода, предусмотрев быстрый подогрев кабины и оборудования при тревоге высокочастотными излучениями. Учитывая фантастические стоимости грядущих поколений истребителей, для быстрого вывода их из под ударов и увеличения их боевых радиусов необходимо их базирование, помимо гиперзвуковых разгонщиков, на тяжелых самолетах и гидросамолетах, о чем говорится в Прологе. При этом весьма желательны маневренные тяжелые самолеты на перегрузки 5-9 g, что легко осуществить, применив упрочнение их крыльев по предложенной идее с трубчатыми лонжеронами, наполненными керосином под высоким давлением воздухом от спецбаллонов и компрессора – при большой относительной толщине профиля это будет гораздо эффективнее на трансзвуковых самолетах, чем в случае со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми истребителями.

ВЫВОД 2. Для успешной реализации ВЫВОДА 1. России категорически необходимо реализовать техническую идею крыла, с кессоном из труб, упрочненным высоким давлением водорода или керосина на торцы труб, изложенную в Прологе, с одновременным применением идеи К. Э. Циолковского о помещении пилота в воду для повышения переносимости перегрузок.


III

ИЛЛЮСТРАТИВНЫЙ РАССЧЕТ
(ПРОЕКТ «СТРИЖ»)

Автору множество раз доводилось видеть, как вороны гоняют белых орланов, степных орлов, ястребов, коршунов, соколов, цапель и журавлей, прогоняя их из своих мест обитания, даже если крупные птицы просто пролетают мимо, не покушаясь ни на что. Вороны никогда в одиночку не действуют, минимум – боевая пара. Эти наглые, быстрые и маневренные птицы заходят по очереди сзади и клюют и хватают клювами гордых хищников, не говоря уж о цаплях и журавлях,  и те ничего не могут поделать, так как не успевают уворачиваться, и в итоге в панике бегут. Однако в нашем городе живет много стрижей, и часто можно видеть, как два-три стрижа гоняют ворону. Это момент отмщения за всех обиженных крупных птиц. Тут уже вороны ничего не могут поделать, так как стрижи гораздо быстрее и маневреннее, -  и в панике ретируются. Поэтому хочется назвать этот проект истребителя «Стриж» - самолет достаточно маленький и легкий по современным меркам для истребителя, и, вне всякого сомнения, великолепно будет гонять американских «ворон».

Предупреждаю читателей, что кессон крыла и истребитель схематически рассчитываются на рабочую перегрузку 30 g с коэффициентом запаса прочности 1,5. Это может показаться фантастически большой величиной, но на самом деле это небольшая перегрузка – ведь биофизические расчеты говорят о переносимости человеком, помещенным в жидкость с плотностью, равной средней плотности тела данного индивида, в 50 g сидя, 75 g полулежа, 400 g  лежа и 1000 g кратковременно в течение долей секунды. Однако необходимы пояснения. Что будет, если в силу необходимости по пункту 1) вода из кабины будет израсходована? То есть «Стриж» в силу неспособности пилота без воды переносить 30 g становится инвалидом на 9,5 g? Или если газ или жидкость из верхних труб кессона израсходованы, а восстановление давления закачкой воздуха в силу технической неисправности или боевого повреждения не произошло? Опять те же 9,5 g, несмотря на то, что пилот может вынести тридцатник?

Обратим внимание на статью «За границами возможного» Михаила Симонова, генерального конструктора АО «ОКБ Сухого»    (www.aviapanorama.narod.ru/.../bey.htm ). Он рассказывает, что в ДОСААФ СССР произошло сразу несколько катастроф спортивно-пилотажных самолетов со всеми признаками, что эти борты в предшествующих тренировочных полётах подвергались действию перегрузок выше расчетной предельно допустимой в 12 g. Так как спортсмены до катастроф садились целыми и невредимыми, то из этого вытекало, что вопреки всему человек способен переносить перегрузку выше 12 g без повреждений, потери сознания и без противоперегрузочных костюмов. Поэтому было принято решение построить самолет Cу-26 с учетом переносимости 12 g, но при этом установлен дополнительный «коэффициент незнания» в 1,25 на случай, если будут спортсмены-гиганты и супермены. То есть максимальная эксплуатационная перегрузка была 15 g, а рассчетная – 22,5 g, причем такова же была и отрицательная перегрузка. В итоге Cу-26 пользовался большой популярностью во многих странах.

Нельзя полностью согласиться с Симоновым, что тут дело только в натренированности спортсменов. У спортивных самолетов очень мало время маневров, поэтому, во-первых, кровь не успевала утечь из мозга, а во-вторых, в тканях мозга просто не успевал использоваться кислород. Однако предлагаемый здесь проект также будет весьма быстро совершать маневры, а пилот должен быть в ППК. То есть в будущем рабочие проекты надо также рассчитывать на эксплуатационную перегрузку в 15 g в случаях отсутствия давления в трубах кессона и израсходования воды в кабине.

В своё время немцы были поражены небывалой прочностью FW-190 – он рассчитывался с коэффициентом безопасности аж 1,2, в то время, как предыдущие истребители и машины других германских конструкторов на 1,1. Понятно, что немцы очень педантичны и аккуратны во всём, в том числе и в пилотировании истребителей, и параметры авиационных материалов у них выдерживались строго и точно. Но пора бы и в России всё-таки взять с них пример. К тому же современными истребителями управляет электроника и компьютеры, возможно, что они хотят жить больше, чем русские разгильдяи (автор не хочет сказать, что все русские – разгильдяи, но всё-таки их у нас очень много), поэтому при расчете на 30 g будущих прототипов имеет смысл остановиться хотя бы на коэффициенте безопасности в 1,3, что очень снизит вес планера. Но данный расчет будет выполнен на коэффициент безопасности 1,5.


а) ФОРМУЛА СУЩЕСТВОВАНИЯ

В связи с желательностью размещения истребителя на тяжелых носителях применимы два взлётных веса – нормальный для старта с носителя (17 500 кг) и максимальный для старта с земли (23 500 кг). Так как исходить надо из реальности, то, учитывая, что полезная нагрузка Бе-200 составляет 20 тонн, нормальный вес выбран в 17 500 кг, так как помимо истребителя надо рассчитывать на вес обслуживающих техсостава и оборудования. Поэтому формула существования составлена только на вес 17 500 кг – учитывая, что рост веса до 23 500 обусловлен лишь добавкой веса топлива, который однозначно конкретизируется объемом кессона, и весом вооружения, то все желающие легко могут просчитать изменение формулы.
 
Итак, формула существования для массы 17 500 кг.

1. Фюзеляж и оборудование     -4 130 кг 23,6%
2. Крыло -3 325 кг     19%
3. Оперение - 1 050 кг       6%
4. Кабина -1 750 кг      10%   
5. Силовая установка -2 450 кг      14%
6. Экипаж -   227 кг      1,3%
7. Шасси -   700 кг       4%
8. Топливо -2 975 кг       17%
9. Вооружение -   893 кг       5,1%
       Итого         -17 500 кг       100%

Комментарии к формуле:

1. Учитывая необходимость особо высокой прочности из-за перегрузки 30  g, в конструкции желательно применение 4-х труб вдоль фюзеляжа с обмоткой суперволокном и высоким давлением водорода, как в крыле, и обшивка фюзеляжа из пенометаллов.
2. Так же панели обшивки из пенометаллов.
3. Без комментариев.
4. Вес катапультного кресла К-36ДМ – 122 кг, в кабине 1000 кг воды, 628 кг на остальное оборудование и усиление низа кабины для сопротивления высокому гидростатическому давлению при 30  g вполне приемлемо.
5. Сухой вес РД-33 равен 1050 кг. С учетом прогресса двигателестроения веса в 2 450 кг достаточно для двух ТРДДФ и одного РТДп, тем более что при газообразном водороде в трубах кессона крыла можно просто отбирать воздух для ракетного сопла от компрессоров маршевых двигателей, а энергию давления водорода использовать для привода компрессора, восстанавливающего давление в трубах по израсходовании водорода.
6. Вес пилота, парашюта, акваланга и ВКК-ППК.
7. Масса шасси относительно низка вследствие малых взлетной и посадочной скоростей, что обусловлено большой площадью крыла.
8. Сумма 2 846 кг керосина в кессоне крыла и 147 кг водорода за вычетом 5 кг невырабатываемого остатка керосина и 13 кг водорода (так как водород подается в КС, где давление 68 ат; однако заметим, что этот водород может быть использован при заходе на посадку на пониженных режимах работы воздушно-водородного двигателя).
9. Исходя из веса Р-27ЭА средней дальности 350 кг, четырех Р-73 малой дальности по 105 кг и веса боекомплекта для пушки ГШ-30-1 123 кг.

Общий комментарий. Заметим, что суммирование в формуле существования отчасти условно. Так, вес воды в кабине отнесен к весу кабины, но она, будучи распылена на входе в компрессоры двигателей, повышает их тягу и эффективность, и может быть отнесена к весу топлива. Водород в крыле отнесен к топливу, но, работая на повышение прочности крыла, может быть отнесен и к весу крыла; кроме того, высокое давление водорода также дает энергию, эквивалентную определенному количеству сгоревшего керосина . Общий вес топлива на борту – 2 993 кг, но, учитывая теплоту сгорания водорода, эти 2 993 общих килограмма эквивалентны 3 270 кг керосина (заглядывая в будущее, надо заметить, что охлаждающая способность жидкого водорода тоже эквивалентна керосину, энергия которого была бы потрачена на его сжижение). Таким образом, для самолетов подобной конструкции надо вводить синергетический показатель эффективности для сравнения степени совершенства разных моделей подобных самолетов между собой и разных классов самолетов. Однако для этого должны появиться реальные прототипы.


б) ПРОФИЛЬ КРЫЛА

Для иллюстративного расчета выбран симметричный профиль с относительной толщиной 6% NACA-0006 (именно NACA!) вследствие очень хороших характеристик на закритических углах атаки (так как отклоняемый носок крыла не предусматривается по причинам, которые будут изложены ниже) и высокого максимального аэродинамического качества 22,9 при угле атаки в 4 градуса.

Координаты профиля:
X          I 0 I 0,0125   I 0,025     I 0,05       I 0,075     I 0,1         I 0,15       I
Yв=Yн I 0 I 0,00947 I 0,01307 I 0,01777 I 0,02100 I 0,02341 I 0,02673 I
X          I 0,2         I 0,25     I 0,3     I 0,4         I 0,5         I 0,6        I   0,7       I
Yв=Yн I 0,02869 I 0,02971 I 0,030 I 0,02902 I 0,02674 I0,02282 I 0,01832 I

X          I 0,8        I 0,9         I 0,95       I 1
Yв=Yн I0,01312 I 0,00724 I 0,00403 I 0,00063

Аэродинамические характеристики профиля:
 ; в градусах            Cy           Cx            Cm
-2 -0,150   0,007   -0,0365
 0   0   0,0054    0
 2   0,150   0,007    0,0365
 4   0,320   0,014    0,0780
 6   0,470   0,021    0,114
 8   0,610   0,038    0,148
10   0,720   0,070    0,190
12   0,810   0,140    0,234
14   0,850   0,200    0,270
16   0,880   0,250    0,290
18   0,870   0,295    0,312
20   0,850   0,330    0,325
22   0,835   0,360    0,332
24   0,830   0,396    0,342
26   0,825   -    0,347
28   0,822   -    0,352
30   0,818   -    0,357


в) МАКСИМАЛЬНАЯ ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА

Данные для расчета:

• Ny экспл max = 30 g     - Максимальная эксплуатационная перегрузка
• ;макс = 14о              - Максимально допустимый угол атаки
• Cy 14 = 0,850         - Соответствующий коэффициент подъемной силы
• ;0 = 0,125 кг ; с2/м4 – Массовая плотность воздуха у земли
• V = 255,225 м/с  - Скорость полета, 0,75 М
• S = 152 м2      - Площадь крыла (Рис 1, Лист 1)

Аэродинамические характеристики профиля заданы в поточной системе координат, а для расчета прочности необходима связанная система координат, переход выполняется по соответствующим формулам. Однако при углах атаки до 14 градусов применимо существенное упрощение:

Cx a = Cx + Cy ; ;  (; в радианах)

Cy a = Cy

В соответствии с классической формулой аэродинамики подъемная сила составит Y=526 003,89 кг, что по отношению к установленной массе в 17 500 кг даёт максимальную эксплуатационную перегрузку 30 g.

Комментарий: Для предотвращения сваливания при пилотировании устанавливается запас от максимально допустимого угла атаки до критического в два-пять градусов. В данном случае этот запас выбран в два градуса в связи с пологим ходом графика коэффициента подъемной силы после достижения критического угла атаки, равного шестнадцати градусам.

Допущение. В связи с интегральной компоновкой, несущим фюзеляжем и участием ГО в создании подъемной силы считаем, что они полностью компенсируют то, что средняя часть крыла скрыта в фюзеляже. На самом деле, аэродинамическое качество самолета при интегральной компоновке может быть весьма велико даже при стреловидном крыле, что показывает пример Су-27 с максимальным качеством 13. Таким образом, аэродинамическую нагрузку воспринимают консоли ( Рис 1, Лист 1).

г) Расчетная нагрузка на консоль

Данные для расчета:
• S конс = 58,6 м2     - Площадь консоли крыла
• f = 1,5                - Коэффициент запаса прочности

Допущение: В связи с применением специфической законцовки крыла (Рис. 9, Лист 7), формулу Прандтля для учета влияния концов крыла на коэффициент подъемной силы не применяем.

Yконс экспл =202 787,187 кг
Yконс расч=304 181 кг

д) Выбор материалов, параметров и условий

1. Волокно из углеродных нанотрубок. В 2010 году в Южно-Калифорнийском университете США была продемонстрирована прочность углеродных нанотрубок в 98,9 ГПа. С учетом того, что теоретическая их прочность 130-140 ГПа, но прочность волокна будет в любом случае ниже, особенно в начале промышленного производства, примем для расчета прочность 50 ГПа. (При этом остается оперативный простор для прогресса предлагаемой конструкции кессона за счет повышения прочности волокна).

2. Материал для труб кессона. Сталь 30ХН2МФА при закалке на 850 градусов и отпуске на воздухе при 200 градусах дает ;в=1 710 МПа=1,71 ГПа. У углеродистых сталей при максимальном наклепе (обжим 96-98 %) достигается прочность 3,9 ГПа. Рекордные значения прочности стали 4,86 ГПа, но в виде проволоки. Титановые сплавы дают показатели: ВТ 18 и  ВТ-20 950-1150 МПа, ВТ 8 1050-1250 МПа, ВТ 14 1100-1250 МПа. В принципе для труб кессона применимы оба материала, но, учитывая, что у титановых сплавов очень высокая переносимость усталости, а у стали средняя; что титан не страдает в агрессивных средах, а сталь страдает, то титан предпочтительнее. Поэтому для расчета возьмем максимальную прочность ВТ 14 (это оправдано тем, что для изготовления кессона всегда можно выбрать самые прочные образцы труб. При том предел прочности ВТ19 достигает 1,8 ГПа, но неэтично рассчитывать на рекордные параметры). Итак, ;в=1,25 ГПа. Предупреждение: для титана и его сплавов характерна водородная хрупкость, поэтому необходимо исследовать, не будет ли при высоком давлении в трубах происходить растворение водорода в титане, и если да, то применить защитное покрытие внутри труб.

3. Рабочее давление водорода в трубах кессона. Водород сжимается пропорционально повышению давления до 600 ат, потом линейность нарушается. Так, при 2 700 ат он сжат в 1 000 раз по сравнению с первоначальным объемом, а при 5 000 ат – в 1 163 раза. Поэтому, как ни соблазнительно иметь очень прочное крыло, целесообразно применить давление до 1 000 ат, так как иначе при расходовании небольшого количества водорода будет очень быстро падать давление в трубах. Поэтому для расчета примем рабочее давление 800 кг/см2, при этом водород сжат в 750 раз по сравнению с первоначальным объемом. Впрочем, наверняка в будущем для достижения особо высокой прочности крыла при росте эксплуатационных перегрузок выше 30 g будут применяться и давления в тысячи атмосфер. Выше уже говорилось, что при гиперзвуке  целесообразно трубы наполнять жидким водородом, а высокое давление поддерживать дополнительным баллоном с водородом. Однако при расходовании давление быстро упадет, а с ним и прочность крыла, а восстанавливать давление подачей воздуха крайне опасно, отделять же на борту азот от кислорода воздуха сложно. Поэтому в случае с жидким водородом целесообразно в верхних трубах кессона хранить керосин – на него безопасно давить воздухом, а жидкий водород хранить в рядах труб, расположенных  ниже в крыле – кстати, при этом верхний ряд труб с керосином выступит хорошим теплоизолятором.

4. Условие обмотки труб волокном из углеродных нанотрубок. В соответствии с формулой Лапласа для оболочек под давлением в приложении к цилиндру меридиональные, то есть параллельные оси трубы напряжения в два раза меньше окружных. Поэтому волокно надо наматывать под углом 27 градусов к оси трубы, так как катет этого угла равен 0,5 - и две части напряжения в волокне потратятся на окружные напряжения, а одна часть – на меридиональные. Но тогда длина волокна по отношению к расчету только по окружным напряжениям, как и толщина намотанного слоя, возрастут в 1/cos 27о, что составляет 1,122
 
е) Расчет толщины стенки трубы кессона и толщины
         слоя волокна из углеродных нанотрубок

Расчет по выводу из формулы Лапласа для цилиндра:

;окр=PR/t, где
• ;окр  - окружное напряжение,
• P     - давление,
• R     - характерный радиус, т.е. радиус до t/2. 
• t      - толщина стенки
•
Данные для расчета. Данные даны выше, в пунктах 1-4. Дополнительные данные:
• Rу=4,95 см     - характерный радиус слоя из волокна,
• Rт=4,75 см     - характерный радиус титановой трубы
Таким образом, толщина слоя из волокна на углеродных нанотрубках составит 0, 077 см=0,77 мм. Но с учетом коэффициента 1,122 получим 0,94 мм. Примем 1 мм.

Толщина стенки титановой трубы составит 0,298 см. Примем 3 мм.
 
Таким образом, имеем двойной запас прочности у трубы с обмоткой, что верно для высокого давления в 800 ат. При этом заметим, что торцы труб кессона лучше всего оформлять как полусферы, а, учитывая, что меридиональные напряжения в два раза меньше окружных, полусферический торец также имеет двойной запас прочности. Однако это еще не всё. С одной стороны, трубы надо увязывать в единую конструкцию кессона, с другой стороны, цилиндры с высоким давлением упрочняют кольцами. Поэтому с некоторым периодом надо наклеить на трубы дюралюминиевые кольца сечения 5 на 10 миллиметров на подкладку из тонкого слоя проклеенного волокна из углеродных нанотрубок, расположив кольца в шахматном порядке, и свинтить или сварить трубы в единый кессон, а сверху и снизу привинтить панели обшивки из пенометаллов. Стоит ожидать, что кольца с подмоткой волокном ещё повысят запас прочности труб не менее, чем на 0,5. Итого в сумме запас прочности около 2,5, что очень важно для боевой машины. Смысл дополнительной подмотки волокна под кольца в том, чтобы избежать процарапывания или передавливания слоя основной обмотки – при  тонком слое в 1 мм это было бы крайне опасно для прочности конструкции.


ж) Расчет масс кессона, керосина внутри него и водорода
внутри труб кессона

Допущение. Одна из целей рассчета - сравнить массу кессона с трубами, содержащими водород под высоким давлением, с массой классического кессона из дюралюминия при равных расчетных перегрузках. Поэтому, исходя из предположения, что толщина вертикальных стенок одинакова в обоих случаях, их масса не рассматривается.

• Геометрические параметры кессона (Рис. 8, Лист 6). Кессон вписан в крыло прямолинейными образующими, верхние образующие в каждом сечении параллельны нижним. На трубы консолей смонтированы дюралюминиевые кольца сечением 5 на 10 мм с шагом 0,5 м по 272 на консоль. Число труб – 16 шт., диаметром по 100 мм. Поскольку нет конкретных конструкций механизмов разгрузки нижней панели натяжением для компенсации растяжения от подъемной силы, то есть нельзя говорить о весовом выигрыше, нижняя панель работает классически пассивно и представляет собой дюралюминиевый лист толщиной 1,5 мм как основу с наклеиванием 0,5 мм ВУН с продольной ориентацией.   
o L=20
o L консоли=8м
o Внутренняя ширина кессона – 1 675 мм (100 мм по 16 плюс 5 мм по 15). Имея в виду три продольные внутренние стенки через 4 трубы толщиной 2 мм, для определения объема под керосин имеем 1 669 мм.
o Высота у хорды B1 – 334 мм. За вычетом диаметра трубы и округленной до 2 мм толщины нижней полки плюс 1 мм запаса имеем верхнее основание трапеции в 231 мм.
o Высота у хорды B2 – 405 мм. На тех же резонах, что и выше, имеем нижнее основание в 302 мм.
o R трубы – 5 см, R внешний титанового фрагмента – 4,9 см, R внутренний – 4,6 см. Отсюда площади двух колец – из ВУН 3,11  см2 и из титана 8,95 см2, а также внутреннего круга 66,48 см2 для рассчета объема и массы водорода и силы давления водорода на торцы.
o Объем нижней части кессона консоли – 3,558 м3, обеих-7,116 м3
o Объем титана – 286 400 см3
o Объем обмотки труб ВУН – 99 520 см3
o Объем волокна из УН нижней панели – 71 690 см3
o Объем водорода – 2 127 360 см3
o Объем дюралюминия колец – 4 488 см3
o Объем дюралюминия нижней панели – 50 250 см3
• Определение сухих масс кессона и консоли, масс керосина при нормальном взлетном весе и максимальном, массы водорода общей и приходящейся на одну консоль.
Дополнительные данные для расчета
1. ;тит сплава=4,32 г/ см3
2. ;водорода=0,0000899 г/см3 = 0,0899 кг/ м3
3. ;вун=1,45 г/ см3
4. ;дюраля=2,65 г/ см3
5. ;кер Т-8В=800кг/ м3
6. Теплота сгорания H2=120,9 МДж/кг
7. Теплота сгорания топлива Т-8В=40,8 МДж/кг
o Сухой вес кессона. Титан труб – 1 237,248 кг; ВУН труб – 144,304 кг; ВУН нижн. пан – 23,7 кг; дюралюминий нижн. пан. – 124, 388 кг; дюралюминий колец – 23,786 кг. Итого – 1 553,6 кг
o Сухой вес консоли. В пропорции 8/20 от массы кессона – 621,44 кг
o Масса авиатоплива Т-8В норм. – 2,846 т, макс – 5,693 т
o Масса керосина в консоли – 1,423 т
o Плотность водорода составит 67, 425 кг/ м3, отсюда масса водорода – 147,4 кг.
o Масса водорода в консоли в пропорции 8/20 – 58,96 кг
o Полная масса консоли – 2 103,4 кг
o Общий вес топлива норм. – 2,993 т
o Общий вес топлива макс. – 5,840 т

Заметим, что по соотношению теплоты сгорания керосина и водорода,147,4 кг водорода равны 425 кг керосина. Также надо заметить, что в массе кессона надо было учесть заделку торцов труб, но выше говорилось, что торцы надо оформлять полусферами, а так как полусфера легче, чем цилиндр длиной в радиус и с плоской заделкой, то этот фактор автоматически учтен.

з) Расчет полок кессона на прочность


Аналитико-графическим методом получаем расчетные значения перерезывающей силы консоли – 202 787 кг, и классического суммарного изгибающего момента 733 348 кг;м. Однако в предлагаемой конструкции есть противодействующий момент от давления водорода на торцы труб. Определим его:

Данные для расчета:
• Исходя из высоты кессона в сечении B2=405 мм, сечения трубы в 100 мм и того, что точкой приложения силы давления газа является центр круга, плечо равно 355 мм=0,355 м
• Исходя из давления водорода 800 кг/см2, площади внутреннего круга трубы 66,48 см2 и числа труб 16 сила давления будет равна 850 944 кг.
Отсюда разгружающий момент равен 302 085 кг;м
Интегральный изгибающий момент крыла М;=461 263 кг;м

Определим напряжение в трубах кессона с учетом только площади сечения титановых труб, на плече от нижней образующей до центра круга, то есть 0,355 м. Сила сжатия 1 299 332 кг. Суммарная площадь сечений труб – 143,2 см2. Получаем напряжение 0,890 ГПа, при том, что прочность задана в 1,250 ГПа, то есть прочность верхней полки кессона гарантируется даже без учета прочности слоя из ВУН.

Определим напряжение в нижней полке кессона. Тут плечо будет 0,405 м. Сила растяжения 1 138 921 кг. При площади ВУН 8,375 см2 получаем напряжение 13,340  ГПа при заданном значении 50 ГПа, что говорит о том, что слой 0,5 мм ВУН чрезмерно прочен, но делать его тоньше нецелесообразно по технологическим причинам. При этом есть еще и прочность дюралюминиевого листа. Однако в таких запасах прочности есть смысл. Они позволят маневрировать с перегрузкой в 30 g также и варианту «Стрижа» с максимальной взлетной массой 23 500 кг. В отдаленном будущем, по мере прогресса в прочности материалов и пенометаллов, а также технологий, рабочую перегрузку можно повышать, не увеличивая площади крыла при той же массе, а применяя отклоняемый носок и синхронно с ним отклоняемые вниз на равные углы элероны и закрылки в соответствием с концепцией адаптивного крыла, а вес конструкции уменьшить за счет понижения коэффициента безопасности до 1,3, как уже говорилось выше.

Обратим внимание, что в крыле еще много места под топливные баки, которые можно применять при перегоне «Стрижа» на большие расстояния, то есть когда топливо заливается взамен массы вооружения. При этом, учитывая малую скорость взлета, можно заправлять до массы больше 23 500 кг. Это предпочтительнее, чем ПТБ, применяемые на F-22 при перегонке.

Рассчитаем кессон на сопротивление перерезывающей силе. Для трубчатого лонжерона применима формула:

D;tст  = 0,7 Q;f/;прц , где диаметр труб D – 10 см;
       толщина стенки t – 0,3 см;
      перерезывающая сила Q – 202 787 кг;
      коэффициент безопасности f – 1,5;
      ;прц – предел пропорциональности касательный

Для титанового сплава ВТ14 ;прц = 840 МПа = 8 563 кг/см2 (по минимуму). Определим величину касательного напряжения в трубах кессона с учетом их количества, то есть левую часть формулы умножим на 16:

; = 4 583 кг/см2

Полученное значение касательного напряжения существенно ниже предельного, то есть консоли крыла выдержат перерезывающую силу с запасом и даже пока без учета прочности вертикальных стенок кессона.

Расчет кессона на кручение не выполняется в связи с неопределенностью конструкции панелей обшивки.
   

и) Расчет массы равнопрочного кессона из
    дюралюминия

Допущение. Высота кессона по корню консоли – 405 мм. Допустим, что плечо действия момента равно 390 мм=0, 39 м.

Данные для расчета:

• М; = 461 263 кг;м
• ;дюр = 2,65 кг/ см3
• ;вр дюр = 4 587,1 кг/ см2

Площади сечений полок кессона – по 261, 8 см2, отсюда высота полок по 15,39 мм, объем полки 607,905 см3, а масса двух полок – 3 221,9 кг. А масса кессона из труб с водородом – 1 153,6 кг, то есть в два с лишним раза меньше. Вспомним, что трубный кессон к тому же имеет значительный запас прочности по давлению. Правда, возможно возражение – реально высота полки кессона должна уменьшаться к концу консоли, то есть кессон из дюралюминия будет легче, чем указано здесь. На это можно возразить, что нет нужды делать стенки труб толщиной в 3 мм, достаточно взять всего лишь 1 мм, а необходимую прочность получить за счет дополнительной намотки ВУН, что будет гораздо легче, и лишь на конце трубы выполнить конус, гарантирующий прочность торцов труб (см. Рис. 11, Лист 8 и Ком. 3); к тому же нижний лист-основу слоя из ВУН также можно сделать утончающимся от 1,5 мм у корня консоли до 0,5 мм у законцовки. То есть приведенное выше сопоставление вполне корректно, и вывод однозначен – кессон из труб с высоким давлением водорода существенно прочнее классического кессона при равном весе и существенно легче при равной прочности. К тому же надо учесть, что в реальной конструкции крыла трубы будут укладываться по обводу профиля, что добавит прочности за счет увеличения плеча разгружающего момента от давления водорода. И есть еще один путь повысить прочность – это применение овальных труб. То есть прочность возрастет за счет дальнейшего увеличения плеча разгружающего момента (Рис. 13, Лист 8),  а значит, при той же массе такой кессон будет шире и прочнее, чем предложенный здесь иллюстративный.


   к) Трансформация профиля в соответствии
    с числом М полета

Со времени преодоления звукового барьера в сознании авиационной общественности укоренилось мнение, что для полета на сверхзвуковой скорости необходимо стреловидное крыло или его модификация – треугольное. Однако это не вполне верное мнение. На самом деле стреловидные крылья нужны или для безболезненного преодоления звукового барьера, то есть набора скорости более 1,2 М, или для крейсерского полета на трансзвуковых скоростях, то есть в диапазоне от 0,8 М до 1,2 М. И, как показывает опыт эксплуатации культового истребителя F-104 «Старфайтер», имевшего прямое крыло с остроносым профилем, на скоростях от 1,2 М до 2 М стреловидное крыло не важно, а выше 2 М, как будет сказано ниже, несущественно. Более того, в современную эпоху, при высоких значениях тяговооруженности, позволяющих очень быстро набирать скорость выше 1,2 М, и электронных системах управления, легко парирующих временное ухудшение балансировки при волновом кризисе, стреловидные крылья уже не столь важны. Заметим, однако, что крыло с остроносым профилем отвратительно работает на дозвуке, благодаря чему незадачливый F-104 во многом и «прославился», заработав прозвища «вдоводел» и «алюминиевый гроб». Так отчего бы не менять, не трансформировать профиль крыла в соответствии с конкретным скоростным режимом?! По крайней мере, угол стреловидности крыла в полете изменять научились уже давно.

Обратим внимание на прилагаемый Рис. 4, Лист 3. Он демонстрирует, что если в консоли «Стрижа» переднюю кромку выполнить в виде конической трубы, диаметром 62 мм на конце, где хорда профиля 6 200 мм, и 84,5 мм у корня, где хорда 8 450 мм, на которую опираются подпружиненные верхний и нижний передние листы обшивки, то при перемещении трубы назад на соответствующее расстояния 38,75 мм на конце крыла и 52,81 мм у корня консоли верхний и нижний листы обшивки смыкаются, образуя остроносый профиль. Привод трубы лучше всего выполнять пневматическим для быстродействия с целью минимизации воздействия скоростного напора в ходе трансформации, необходимо также предусмотреть замки, фиксирующие листы обшивки в обоих положениях. Именно из-за этой механики в пункте б) указано, что отклоняемый носок не предусматривается (так как приходится выбирать: трансформация профиля в остроносый или отклоняемый носок), - хотя он вполне применим в принципе при прогрессе в материалах и механике – при условии совмещения трансформации профиля с отклонением носка. Попутно заметим, что коническая труба может использоваться для подачи горячего воздуха с целью борьбы с обледенением.

В свете вышеизложенного очень полезна и интересна конкурсная работа Агеева Н. Д., максимально возможные реквизиты которой представлены в списке примененной литературы в конце главы как п. 2. (надо заметить, что тут произошло то же, что происходит со статьями по гиперзвуку – работа исчезла из закладок. Хорошо еще, что я консервативен, то есть предпочитаю работать не за монитором, а с распечатками текста, поэтому сам текст работы сохранился, однако придется прибегнуть с обширному цитированию, за что приношу извинения). Итак:

Агеев Н. Д.

   Влияние радиуса закругления носовой части профиля крыла
     на его лобовое сопротивление в сверхзвуковом диапазоне
скоростей


Введение

При составлении инженерных методик оценок аэродинамических характеристик летательного аппарата возникла необходимость определить влияние радиуса закругления носка профиля на его коэффициент лобового сопротивления при нулевом угле атаки. Известные РДК и атласы содержат данные по различным профилям, что не позволяет выделить влияние данного параметра…

В данной работе представлено решение задачи об обтекании профилей с затупленным и заостренным носками сверхзвуковым потоком вязкого газа…

  Постановка задачи

Рассматривается стационарное обтекание профиля сверхзвуковым потоком вязкого теплопроводного газа. В качестве исходного взят набор точек профиля СР-7С-9 (9%).

Условия трубные (Т-112):
- число Маха М = 1,2…2,1
- Число Рейнольдса Re = 4 500 000
- степень турбулентности e = 0,4 %...

С целью изучения острого профиля была проведена модификация носовой части исходного профиля с сохранением производной в контрольной точке на 30% хорды…

    Решение задачи

…Для расчета из всего заданного диапазона скоростей были выбраны числа М = 1,2; 1,5; 1,8; 2,1…

При решении данной задачи использовалась модель турбулентности SST…

Все расчеты проводились на базе ФГУП ЦАГИ, в классе распределенных вычислений.


   Интерпретация результатов

…На трансзвуковых скоростях затупленный исходный профиль имеет некоторое преимущество по сопротивлению перед заостренным. При скорости, соответствующей числу Маха 1,2 это преимущество составляет порядка 5%, как в случае вычислительного, так и в случае трубного эксперимента. Однако с увеличением числа Маха это преимущество исчезает, сопротивление заостренного профиля начинает резко падать, в то время как сопротивление исходного остается практически постоянным. При скорости, соответствующей числу Маха 2,1, сопротивление исходного профиля почти в 2 раза выше сопротивления заостренного. Таким образом, при заострении передней кромки на числах Маха порядка 2 появляется значительный выигрыш в коэффициенте лобового сопротивления. Особо отмечу то, что относительная толщина, положение точки максимальной толщины, кривизна, толщина задней кромки не изменялись, таким образом, единственным изменяемым параметром был радиус закругления носика. (см.  Рис. 7, Лист 5 – П.В.)

Выводы

Таким образом, основные сугубо практические выводы таковы:

• При обтекании профиля потоком газа с малой сверхзвуковой скоростью (М~1) с точки зрения лобового сопротивления предпочтительно использование затупленного профиля.
• При обтекании профиля потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью (М~2) с точки зрения лобового сопротивления предпочтительно использование заостренного профиля.
• Сверхзвуковой поток крайне чувствителен к малым нарушениям гладкости функции, описывающей поверхность – вплоть до 3 порядка.

…Таким образом, при создании и модернизации маневренных самолетов правильный учет влияния радиуса закругления носовой части профиля крыла на аэродинамические характеристики может привести к повышению летно-технических (несомненно, Агеев имел в виду «тактических» - П.В.) характеристик самолета. В силу возникновения существенной нелинейности в области передней кромки эта задача требует аккуратного исследования, как вычислительными методами, так и экспериментальными (трубным и летным экспериментом). Понимание качественной стороны данного явления и тщательный учет количественных факторов может обеспечить дальнейшее совершенствование аэродинамических компоновок сверхзвуковых маневренных самолетов. (конец цитаты).

Исходя из вышеизложенного, можно говорить о следующей методике трансформации профиля, для рассмотрения которой обозначим три диапазона скорости.

1. До начала волнового кризиса, то есть до 0,8 М. Профиль с закругленным носком.
2. Трансзвуковой полет на 0,8 – 1,2 М. Нежелательный режим из-за развития волнового кризиса. Возможен только для накопления энергии в предвидении маневренного воздушного боя для последующих форсированных маневров. Профиль с закругленным носком.
3. Полет на более чем 1,2 М. Учитывая изложенное Агеевым Н. Д., целесообразен разгон до 2 М или более, так как именно с 2 М начинает максимально проявляться преимущество остроносого профиля, и именно скорость около 2 М должна быть скоростью крейсерского сверхзвукового бесфорсажного полета. Трансформация профиля в остроносый должна происходить на скорости не более 0,8 М с целью сглаживания волнового кризиса с дальнейшим энергичным разгоном на максимальном форсаже.
4. Вход на высокой сверхзвуковой скорости в воздушный бой с форсированными маневрами на перегрузке 26 g с максимальной тягой, в итоге быстрая потеря скорости, которая становится установившейся на 0,8 g и ниже благодаря росту максимального аэродинамического качества. Автоматическая, не требующая отвлечения внимания пилота, трансформация профиля из остроносого в профиль с закругленным носком на 1,2 М.

Именно с позиций п. 3 производится качественное сравнение вероятных зависимостей максимального аэродинамического качества и коэффициента лобового сопротивления «Стрижа» с типичными аналогичными зависимостями прямого крыла большого удлинения и стреловидного (Рис.5 и 6, Лист 4), то есть при 0,8 М профили «Стрижа» трансформируется в остроносый. Максимальное качество «Стрижа» до 0,8 М меньше, чем у прямого крыла большого удлинения именно за счет малого удлинения, а при больших числах М выше, чем у стреловидного в связи с тем, что несущие свойства прямых крыльев выше, а коэффициент лобового сопротивления остроносого профиля низок.

Что касается коэффициента лобового сопротивления, то до 0,5 М у «Стрижа» он несколько выше, чем у прямого крыла из-за влияния концов крыла при малом удлинении, но ниже, чем у стреловидного. Начиная с 0,5 М он занимает промежуточное положение между прямым и стреловидным крыльями.


л) Скорости взлета и посадки

Скорости взлета и посадки вычисляются в соответствии с классической формулой аэродинамики из условия равенства взлетной и посадочной масс и подъемной силы. В связи с большой площадью крыла, определяющей малые значения скоростей взлета и посадки и в связи с необходимостью экономии массы (имеется в виду отказ от сложной механики), рассматривается применение не закрылков Фаулера, а простых закрылков и зависающих элеронов. Это определяет коэффициенты прироста подъемной силы на посадке при отклонении закрылков на 45 градусов 0,8 и Cy пос  = 1.19; и на взлете при отклонении на 20 градусов 0,4 и Cy пос = 1,53 (Cy = 0,85 при максимально допустимом угле атаки 14 градусов).  Исходя из необходимости готовности к бою даже при заходе на посадку, определен остаток вооружения в две ракеты типа Р-73 (210 кг) и 25 кг снарядов для пушки, 10%-ый остаток керосина и 47 кг водорода (что также обеспечивает уход на второй круг). С учетом расхода 1 000 кг воды из кабины получаем посадочную массу 13 179 кг.
 
Для взлетной массы 17 500 кг Vотр = 141,6 км/ч
При посадке с закрылками на 45 градусов Vпос з = 108,4 км/ч
При посадке без закрылков V пос бз  = 145 км/ч

Попутно заметим, что для массы 23 500 кг  скорость отрыва 164,2 км в час, а при немедленной посадке из-за неисправности или при отмене вылета с выпущенными закрылками – 144 км в час.


    м) Тяговооруженность в ближнем воздушном бою

Стандартные условия для расчета воздушного боя истребителя: остаток 50 % топлива, 4 ракеты ближнего боя с ИК ГСН, боекомплект пушки при отсутствии ПТБ; высота боя от 3 до 10 км, скорость 0,8 М – 0,85 М. В рассчитываемом варианте «Стрижа» принимается, что одна ракета средней дальности и одна ракета ближнего боя потрачены на выполнение боевой задачи, то есть масса при вступлении в бой с тремя ракетами типа Р-73 составит 15 622 кг. Тяга модификации РД-33 РД-133 на максимальном форсаже 9300 кгс, что дает основания, рассчитывая на прогресс, для рассчета взять значение тяги 10 500 кгс. С двумя двигателями с применением эмпирического коэффициента 0,785, учитывающего потери во входных и выходных устройствах и отбор мощности на привод агрегатов двигателя и работу систем самолета, получим тягу 16 485 кгс, что обеспечивает тяговооруженность 1,06. Однако есть еще запас тяги от третьего двигателя, работающего на водороде.

В статье «Жидкий водород» (http://ru/wicipedia.org/wiki/Жидкий_водород) в Википедии приводятся данные американского проекта JANAF по термодинамическим данным использования водорода в качестве ракетного топлива с разными окислителями. Приведем данные в части, нас касающейся, то есть с кислородом воздуха: давление в КС – 68 кг/см2 (заметим, что это относительно малое давление – у керосино-кислородного ЖРД 1-й ступени «Сатурна-5» давление в КС было около 250 ат, а у шаттловсого SSME – 207 ат); расширение сопла 40/1; скорость истечения у земли 3 997 м/c, в вакууме – 4 485 м/c. Интерполируя, получим данные для нашего рассчета (Wc): 1) на высоте 3 км Wc = 4 100 м/с, на высоте 5 км Wc  = 4 200 м/с, на высоте 10 км Wc = 4300 м/с. Возьмем выходной диаметр сопла в 1 м, тогда его площадь на срезе fср = 0,7854 м2. Для полного сгорания 1 кг водорода надо 8 кг кислорода, или 34,6 кг воздуха, что вместе с килограммом водорода составит mсек = 35,6 кг. Давление атмосферы (ph) на 3 км – 0,71 кг/см2, на 5 км – 0,55 кг/см2, и на 10 км – 0, 27 кг/см2. При вычислении применим тот же эмпирический коэффициент 0,785 для учета неопределенностей и влияния входных устройств. Возьмем два режима работы: с расходом 1 кг водорода в секунду, что дает 134 секунды работы двигателя(с учетом невырабатываемого остатка водорода в 13 кг), или 2 мин 14 сек, и с расходом 0,5 кг в секунду, что дает 4 мин 28 сек. Для рассчета применена формула:

                P = mсек;Wc + fср(p0 – ph), где p0 – давление у земли.

Получаем значения прироста тяги для расхода водорода 1 кг/с:

              1. Ph0-1 = 11 686 кгс
2. Ph3-1 = 11 870 кгc
3. Ph5-1 = 12 267 кгc
4. Ph10-1 = 12 712 кгc

Получаем значения прироста тяги для расхода водорода 0,5 кг/c:

1. Ph0-0,5 = 5 843 кгс
2. Ph3-0,5 = 6 025 кгс
3. Ph5-0,5 = 6 272 кгс
4. Ph10-05 =  6 589 кгс
5.
Тяговооруженности для расхода водорода 1 кг/c

1. 0 км  -  1,8
2. 3 км   – 1,815
3. 5 км   – 1,84
4. 10 км -  1,87

Тяговооруженности для расхода водорода 0, 5 кг/c

1. 0 км   -  1,43
2. 3  км   - 1,44
3. 5 км   -  1,46
4. 10 км -  1,48

Комментарии:

1. В связи с малой нагрузкой на крыло 102,8 кг/м2 и высокой тяговооруженностью применение УВТ непринципиально, так как необходимо на закритических углах атаки для сохранения управляемости, а у «Стрижа» с его очень высокими рабочими перегрузками такие режимы нецелесообразны и маловероятны, а в случае грубейших ошибок в технике пилотирования обеспечен очень быстрый набор скорости. Отказ от УВТ является фактором экономии веса и стоимости.

2. Согласно http://www/airwar.ru/enc/engines/rd33.html , расход воздуха РД-33 в режимах максимального форсажа, минимального форсажа и максимальном без форсажа одинаков и равен 104 кг/c, а степень повышения давления в компрессоре достигает 21. Так как расход воздуха на максимале водородного сопла равен 34,6 кг/с, то отбор по 17,3 кг/c из-за компрессоров маршевых двигателей проблемы не представляет. Однако перспективные двигатели надо спроектировать с запасом по расходу воздуха, чтобы отбор не уменьшал их максимальной тяги и экономичности. Однако, даже если предположить, что степень повышения давления у них достигнет 26-27, этого будет мало для подачи воздуха в КС с рабочим давлением 68 ат. Именно тут пригодится турбокомпрессор с приводом от водорода высокого давления из труб кессона. А на перспективу, учитывая, как было сказано выше, что давление в КС ракетных двигателей доходило до 250 ат, можно предусмотреть чрезвычайный тяговый режим с подачей в КС водорода и заблаговременно заправленного в несколько труб кислорода напрямую под близким к последнему названному давлением, что даст большой прирост тяги, одновременно с распылением на входе в маршевые двигатели воды, - а чтобы не расходовать воду из кабины и не лишать пилота возможности переносимости высоких перегрузок, а также последующего разгона скорости со входом в высотную горку, предусмотреть некоторый запас воды вне кабины. Или же этот режим может быть обеспечен подачей из труб воздуха, который закачивался по мере израсходования водорода для восстановления прочности, а также сжиженного воздуха на входы компрессоров, запас которого начинает вырабатываться сразу после запуска маршевых двигателей «Стрижа» на земле или перед отцепкой от носителя. И как предел прироста тяги, совместно с вышеперечисленными мероприятиями, можно в одной или нескольких трубах содержать фтор и сжигать водород в сопле во фторе.


н) Некоторые маневренные характеристики

Допущение. Учитывая, что у стреловидного Су-27 максимальное аэродинамическое качество равно 13, допустим, что у «Стрижа» с прямым крылом оно будет равно 14.

Горка 30о.
R = V2/g(ny – cos ;) (R – радиус траектории ввода в горку)
Сравним МиГ-29 со «Стрижом». Для МиГ-29 максимально допустимая перегрузка – 9 g, для «Стрижа» - 30 g. Параметры атмосферы - стандартные у земли, скорость 0,75 М = 255,225 м/c .

                МиГ-29                «Стриж»
R = 816,4 м R = 227,9 м
 L = 427 м (1/12 окружности) L = 119,3 м
t   = 1,67 c t  = 0,47 с

Вираж.

Согласно maxpark.com/…/607750 , угловая скорость установившегося виража у МиГ-29 достигает 22,8 о/с, у F-16 – 21,5 о/с. Определим угловые скорости установившегося виража для «Стрижа» на 0 км, 3 км и 5 км.

Rвир. = V2/g[корень кв. из(ny2-1)]

Максимально возможная перегрузка установившегося виража определяется формулой ny max = Kmax ; µmax. Максимальное качество задано допущением 14, максимальные тяговооруженности известны из предыдущего пункта: для высот в  0 км, 3км, и 5 км соответственно 1,8, 1,815 и 1,84. Отсюда, приняв величину скоростного напора за константу:

Высота/ny пред 0 км / 25,2 3 км / 25,4 5 км / 26,2
Радиус виража 264 м 354 м 430,5 м
Скорость 255,225 м/с 296,4 м/с 329,3 м/с
Время виража 6,5 с 7,5 с 8,2 с
Угловая скорость 55,4 о/c 48 о/c 43,9 o/c
 
Видно, что при заданных начальных условиях для получения потребной перегрузки, а следовательно, и подъемной силы, начиная с 5 км «Стриж» выходит на сверхзвуковой режим полета, что означает интенсивное падение аэродинамического качества и, как следствие, уменьшение угловой скорости установившегося виража. Однако особый интерес представляет верхняя граница ближнего воздушного боя по высоте. Считается, что устойчивый визуальный контакт с противником возможен на дальности не более 3,5 км, отсюда радиус разворота не должен превышать 1 800 м без потери скорости. Это подтверждается опытом Вьетнама и Ближнего Востока, где преобладающее количество боёв велось на высотах от предельно малых до  9 500 м. Итак, возьмем высоту 12 000 м, при этом тяговооруженность «Стрижа» будет 1,89, а скорость 506 м/с или 1,7 М. Максимальное качество составит 9,5, тогда перегрузка будет 18 g, радиус разворота 1 460 м, а угловая скорость 18,1 градуса в секунду. Таким образом, показано, что «Стриж» способен вести ближний воздушный бой на сверхзвуковой скорости на высотах до 12,5 км. И это без спецмероприятий по повышению тяги, изложенных в конце пункта м).

Однако нельзя забывать о форсированных маневрах, когда «Стриж» входит в маневр со скоростью 3-4 М и использует максимальную эксплуатационную перегрузку около 30 g, в процессе боя на форсированных маневрах теряя скорость и выходя на дозвуковую, на которой реализует максимальное аэродинамическое качество и установившиеся режимы с высокими значениями перегрузки. Для пилота это будет вполне удобно – просто пилотируя «Стриж» с перегрузками до 22,6 g и на максимальной тяге, он автоматически выходит на режим, при котором скорость прекращает уменьшаться и устанавливается. При этом должен быть предусмотрен автоматический режим трансформации профиля из остроносого в профиль с закругленным носком при падении скорости ниже 1,2 М, и применяться все способы повышения тяги, изложенные в конце пункта м) для использования максимальной эксплуатационной перегрузки 30 g, что обеспечивает максимально возможные характеристики маневренности.


о) Продолжительность и дальность полета

Согласно http://s19.postimage.org/p61ok5kbl/ae_149.jpg , удельный расход РД-33 на крейсерском режиме (11 000 м, 0,8 М) равен 0,96 кг/кгс.ч. Допустим с расчетом на прогресс, что он будет 0,9 кг/кгс.ч. В пункте л) посадочная масса определена в 13 179 кг, отсюда средняя масса за полет равна 15 339,5 кг. Исходя из максимального качества 14 и Cy = 0,13 определяется Cx = 0,009. Согласно классической формуле аэродинамики средняя скорость равна 762 км/ч, а по той же формуле из условия равенства потребной тяги сопротивлению определим тягу 975,6 кгс. Отсюда по расходуемому керосину (за вычетом 10%-го остатка) в 2 556 кг получаем продолжительность полета 2,9 часа и дальность 2 220 км. Однако вспомним, что легкий вариант «Стрижа» базируется на тяжелом носителе. Допустим, что «Стриж» доставляется в направлении угрозы на 1 000-1 500 км от места базирования, при этом нет затраты топлива на взлет и набор высоты, режим снижения с высоты 12 000 км при выходе на аэродром посадки и заходе на посадку  связан с пониженным расходом топлива, а запас воды и и водорода позволяют уходить от места воздушного боя с набором скорости до 5 М горкой или несколькими горками до 45-50 км с выключением на время двигателей и последующим их запуском (помимо экономии топлива, такой скоростной и высотный режим сильно понижают вероятность поражения «Стрижа»). Если считать, что после отцепки на дистанции 1 500 км «Стриж» проходит до места боя еще 500 км, то его боевой радиус даже в облегченном варианте равен около 2 000 км, что близко к заявленному числу 3 000 км в рассуждении о шестом поколении истребителей, а тяговооруженность даже выше заявленного числа. Боевого радиуса в 3 000 км достигнет вариант «Стрижа» со взлетным весом 23 500 кг, а с учетом того, что его можно базировать на самолете типа Ил-76МФ, то радиус может быть еще и выше. Заметим, что с учетом очень большой площади крыла и его внутреннего объема, взлетный вес за счет топлива может быть и существенно выше, чем 23 500 кг  при взлете с бетонных ВПП (имеется в виду, что «Стриж» может эксплуатироваться и с грунтовых ВПП).


п) Финальное описание «Стрижа»
шестого поколения

Примерный облик «Стрижа» представлен на (Рис. 9, Лист 7). Это низкоплан с передним и задним горизонтальным оперением, двухкилевой, с двумя подфюзеляжными гребнями (для повышения путевой устойчивости) и с законцовками крыла, отклоненными вниз от горизонтальной плоскости на 30о – для уменьшения чрезмерной поперечной устойчивости на сверхзвуковых скоростях. Одновременно законцовки за счет большого угла отклонения вниз также работают на повышение путевой устойчивости, и может быть предусмотрено отклонение их вниз на 90о при необходимости. На законцовках размещены рулевые поверхности, работающие совместно с элеронами. Закрылки разбиты на две секции – внутренние и внешние. Внешние секции в полете также работают вместе с элеронами. Сопоставляя угловую скорость крена  F-22 в 100 о/c и максимальную перегрузку «Стрижа» в 30 g, нельзя не сделать вывод о том, что угловая скорость крена у «Стрижа» должна быть существенно выше, чем у F-22 адекватно его максимальной перегрузке, что и обеспечивается большим количеством рулевых поверхностей по крену. Одновременно это обеспечивает управляемость на высотной горке «Стрижа» без привлечения или с минимальным привлечением рулевых реактивных двигателей. То же самое можно сказать и о наличии переднего и заднего ГО, при этом внутренние секции закрылков могут в полете работать совместно с ГО как органы продольной управляемости. Одновременно весь этот комплекс рулевых поверхностей должен применяться для резервирования при самовосстановлении управляемости при боевых повреждениях – соответствующее программное обеспечение не составит проблемы. Разумеется, элероны и рулевые поверхности законцовок должны быть зависающими и помогать закрылкам при посадке «Стрижа».

Воздухозаборники двух маршевых ТРДДФ расположены выше крыла далеко от передней кромки, что исключает попадание туда посторонних предметов и пыли и позволяет экспуатировать «Стрижа» даже с грунтовых аэродромов с малой длиной ВПП (что обусловлено малой взлетной скоростью и высокой тяговооруженностью), что, наряду с базированием на тяжелых носителях в условиях американской концепции «Молниеносного глобального удара» и высокой стоимости «Стрижей» крайне важно для быстрой смены места базирования и ухода из-под удара. Расположение воздухозаборников в зоне за носовым и крыльевым скачками уплотнения на сверхзвуке позволяет применить полукруглые входные устройства с регулирующими полуконусами, что одновременно позволяет при выполнении высотной горки с выключением маршевых двигателей закрыть входные каналы выдвижением полуконусов вперед и радикально уменьшить лобовое сопротивление до момента запуска двигателей для выполнения следующей горки или горизонтального полета.

Переносимость пилотом перегрузок в 30 g и выше обеспечивается тем, что кабина заполнена водой, а дыхание пилота обеспечивается аквалангом с дыхательным мешком на уровне груди, что устраняет образование пузырьков воздуха, затрудняющих обзор, и гарантирует пилота от баротравм легких, так как изменение гидростатического давления действует одинаково и строго синхронно с нарастанием и спадом перегрузки как на грудную клетку пилота, так и на дыхательный мешок. Для того, чтобы веки пилота не закрывались от огромной перегрузки, надо, чтобы глаза его были в воде, а не в маске с воздухом (иначе пилотам придется ампутировать веки, и их не будут любить женщины, что для пилотов непереносимо – ШУТКА!), а глаза хорошо переносят только соленую воду, поэтому необходимо исследование, как ТРДДФ будут реагировать на впрыск подсоленной воды во входной тракт. Как запасной вариант, если применение соленой воды для ТРДДФ противопоказано, возможно применение ВКК со шлемом, заполненным соленой водой. Заметим, что применение ВКК в комплексе с ППК неизбежно, как на случай аварийного покидания , так и для пилотирования «Стрижа» без воды в кабине с перегрузками до 15 g, о чем говорилось выше. Впрочем, не исключено и применение гидрокомбинезона-ВКК со строго индивидуальным конформным ложем для полулежачего положения пилота, - при этом отпадает необходимость заполнения кабины водой, но пилота придется грузить в кабину краном, и надо будет предусматривать быстрый слив воды из гидрокомбинезона перед аварийным катапультированием или, в случае особо мощных пиропатронов и двигателей катапультного ложа, - перед приземлением на парашюте, - чтобы большой вес гидрокомбинезона не повредил опорно-двигательный аппарат пилота. В итоге кабина с водой представляется проще и технологичнее.

Предлагаемая конструкция обеспечивает возможность двух отсеков длиной по пять метров с катапультами для ракет  - одного до кессона, другого после, так как длина ракетно-водородного сопла, расположенного между маршевыми ТРДДФ, невелика.

Так как расходные штуцеры труб кессона будут находиться в зоне фюзеляжа (Рис. 12, Лист 8 и Ком. 4), то при заправленном кессоне на стоянке необходимо предусмотреть принудительную вентиляцию зоны кессона внутри фюзеляжа для исключения создания взрывоопасной концентрации водорода из-за просачивания его в уплотнениях. В полете такая вентиляция должна быть обеспечена за счет незначительного отбора воздуха от воздухозаборников.

Для технического обслуживания кабина должна быть сухой, но при боевом дежурстве, имея в виду, что «Стриж» закреплен на носителе, должна быть заполнена частично водой, подогретой до температуры тела человека. Боевое  заполнение надо производить после занятия пилотом кабины и герметизации фонаря, для чего внутри фюзеляжа должен быть предусмотрен соответствующий объем (так же подогретой воды).

Учитывая, что биофизические расчеты показывают переносимость человеком в течение долей секунды перегрузки в 1 000 g, легко предположить, что в полулежачем положении, характерном для современных истребителей, эта величина будет около 750 g. Это даёт возможность рассмотреть оригинальный способ аварийного спасения пилота. При боевом повреждении, несовместимом с продолжением полета, кабина (с пилотом в воде) отделяется, стабилизируется с использованием переднего горизонтального оперения и реактивных двигателей ориентации, тормозится небольшим парашютом и на нем же осуществляет спуск с большой вертикальной скоростью, перед приземлением приводится к горизонтальному положению. Это позволит спасти не только пилота, но и бортовой компьютер и ценное оборудование, так же находящиеся в воде.

Вариант в пределах данной концепции. Можно установить один ТРДДФ в центре фюзеляжа и два ракетно-водородных сопла по бокам. Это за счет изгиба воздушных каналов позволяет легко устранить возможность отражения ВЧ-излучения РЛС противника от компрессора, за счет экономии массы увеличить массу водорода в кессоне, то есть увеличить прочность крыла и повысить тяговооруженность, - выйти на более высокие значения максимальной эксплуатационной перегрузки. Вместе в уменьшением коэффициента безопасности до 1,3, применением отклоняемого и одновременно трансформируемого носка крыла и увязанного с отклонением носка отклонением закрылков и элеронов (в соответствии с концепцией адаптивного крыла), перевода пилота в полулежачее положение с применением «прозрачной кабины»(Ком. 2) это открывает оперативный простор модификации «Стрижа» в рамках шестого поколения истребителей
.
Особый интерес  представляет создание сверхзвукового носителя для «Стрижа». Такой носитель радикально уменьшит время доставки «Стрижа» к месту боевого применения и увеличит боевой радиус. Его можно будет использовать без «Стрижа» как высотный скоростной ракетоносец с ракетами с ЯБЧ или разведчик, или, в варианте ракетоносца он может быть носителем облегченного «Стрижа» (с одним маршевым ТРДДФ и двумя соплами), как сказано чуть выше, - для самообороны. Создание такого носителя еще более мотивировано, если рассматривать его в рамках концепции создания тяжелого ВКС как начального звена этой концепции, а также в рамках программы перехода к «Стрижам» седьмого поколения.


р ) «Стрижи» седьмого поколения

В связи с неопределенностью в том, какие двигатели будут применяться на «Стрижах» седьмого поколения, возникает много вариантов облика. Одно можно сказать определенно – здесь уже будет применен не газообразный водород в трубах кессона, а жидкий, как указывалось, в нейтральном слое труб кессона крыла, а внешний, силовой, будет занят керосином под давлением воздуха. В связи со скоростью до 6 М тут уже будет необходимо охлаждение как двигателей, так и самолета, поэтому охлаждающий потенциал жидкого водорода нечем заменить. В связи с чем большое время пребывания «Стрижей» на боевом дежурстве в связи с выкипанием жидкого водорода можно обеспечить только помещением их в боксы глубокого охлаждения с подогревом самолета перед занятием кабины пилотом. Разумеется, целесообразны подземные боксы. При базировании «Стрижей» на тяжелых носителях необходимо предусматривать быструю заправку жидким или шугообразным водородом по тревоге.

Выше говорилось, что реалистична скорость «Стрижей» седьмого поколения в 6 М. Это предполагает наиболее консервативную конструкцию «Стрижа» (Рис. 10, Лист 7) с размещением на концах консолей ПВРД, которые включаются на 2,5 М – 3 М, совместно с ТРДДФ и водородным соплом разгоняют «Стрижа» до 5 М, после чего воздухозаборники ТРДДФ перекрываются полуконусами, уменьшая сопротивление, а дальнейший полет обеспечивается ПВРД с возможностью повышения тяговооруженности для боевого маневра на гиперзвуке работой ракетного сопла.

Безусловно, очень хорошо подошли бы импульсные детонационные двигатели в комплексе с ракетным соплом – благодаря их предполагаемой возможностью работы на скоростях от нуля до 11 М – 12 М, но пока возможность их создания для истребителей – не факт.

Также весьма хорош был бы РТДп, подобный тому, который разрабатывался для разгонщика «Спирали». Если в 1965 году его рассчитывали на 6 М, то с современными технологиями можно будет смело рассчитывать на 7 М, при этом также обеспечена тяга начиная с нулевой скорости. В комплексе с ракетным соплом эта система также давала бы большие значения тяговооруженности для воздушного боя на гиперзвуке. Однако РТДп, к сожалению, пока тоже не факт.

И наконец, двигатели типа SABRE. Такие двигатели идеальны для «Стрижа» - не требуется дополнительного сопла, а в связи с тем, что с 5,5 М эти двигатели переходят в режим ЖРД, то на тяжелом варианте «Стрижа» при старте со сверхзвукового разгонщика с горки на высоте 50-60 км в принципе возможен выход на орбиту даже без дополнительной разгонной ступени, что означает достижение границы восьмого поколения. Однако SABRE пока тоже не факт, надо дождаться завершения проекта Skylon и изучить опыт его эксплуатации.

Нельзя не сказать, что для гиперзвуковых скоростей предложенное крыло слишком велико, что вступает в противоречие с необходимостью больших располагаемых перегрузок, особенно на трансзвуке и дозвуке. Поэтому с необходимостью крыло «Стрижа» будет модифицироваться в направлении, обозначенном на Рис. 10, Лист 7 красным пунктиром. Однако возможно углубление трансформации профиля. Обратим внимание, что в соответствии с Рис. 4, Лист 3 при уходе трубы назад площадь крыла уже несколько уменьшается. Если выбрать профиль с большим радиусом закругления носка, то такой профиль будет лучше работать на дозвуке, а его труба большого диаметра уменьшит площадь крыла при уходе назад на существенную величину. Одновременно надо применить закрылки и элероны, на гиперзвуковых скоростях вдвигающиеся внутрь крыла, а управление по крену осуществлять дополнительными рулевыми поверхностями, расположенными, как это показано на Рис. 10, Лист 7, на двигателях.

Таким образом, выше было показано, что истребители и тяжелые самолеты с упрочняющим кессоном крыла, состоящим из труб с высоким давлением горючего газа, не только реальны, но и имеют существенные преимущества перед самолетами с классическими крыльями. Есть некоторый запас времени до начала промышленного выпуска волокон из углеродных нанотрубок, однако этот запас времени можно с толком потратить, если начинать разработку самолетов с обмоткой труб кессонов крыльев кевларом, бороволокном, кварцевым или алмазным волокнами. Выигрыш в массе и прочности всё равно будет велик, хотя и меньше, чем от применения ВУН.



IV

    ДИРИЖАБЛЬ ВЫХОДИТ НА ОРБИТУ


Во вступлении говорилось о том, что жилой пояс в околоземном космосе предпочтительно строить на орбите высотой 500 км. При этом с космического лифта грузы туда не доставить – трос или лента лифта неподвижны, а этим грузам надо иметь орбитальную скорость около восьми км в секунду – разве что старт ракет прямо с лифта, но это дорого.

Сразу возьмём быка за рога – а отчего бы не сделать дирижабли, способные выходить на орбиту?! Причём в двух вариантах: 1) с дирижабля, летящего на большой высоте (на которой ещё могут работать воздушно-реактивные двигатели), с гиперзвуковой скоростью, стартует ракета с элементами для постройки жилых труб и прочими грузами, или на орбиту выходит сам дирижабль с последующим возвращением.

Представим дирижабль с несущим корпусом, остроносый для гиперзвука, с внешней оболочкой из стальной или титановой фольги для того, чтобы выдерживать кинетический нагрев. Оболочка может быть многослойной для резервирования в случае прогаров. Помимо несущего корпуса дирижабль должен иметь выдвижные крылья – разумеется, полукрыло не более диаметра корпуса.

При полёте дирижабля возникает две проблемы, которые заставляют проделывать одну и ту же неприятную операцию. Первая проблема – двигатели вырабатывают топливо, дирижабль облегчается, и для выдерживания высоты полёта приходится выпускать в атмосферу водород или гелий.

Вторую проблему сначала надо проиллюстрировать. Метеорологи регулярно для зондирования атмосферы запускают метеозонды – это маленькие воздушные шары с водородом, к которым подвешена аппаратура с передатчиком. Они поднимаются высоко, километров до 25-30. Но ведь с высотой давление, а следовательно, и плотность воздуха падает, и, хотя водород и лёгок, но наступит момент, когда его плотность сравняется с плотностью внешнего воздуха, и подъём зонда прекратится. Но дело в том, что оболочка зонда сделана из высококачественной резины, и в соответствии с падением давления извне оболочка растягивается, шар многократно увеличивает объём, плотность водорода уменьшается соразмерно плотности внешнего воздуха, подъёмная сила сохраняется, и подъём продолжается. Так же будет происходить и с подъёмом дирижабля на большую высоту – надо понижать плотность водорода внутри оболочки, то есть опять же выпускать водород или гелий, так как оболочку резиновой не сделаешь.

Заметим, что необязательно применять для полёта дирижабля лёгкие газы – возможны и термодирижабли, оболочка которых наполняется подогретым воздухом, и вакуумные дирижабли, так как вакуум легче даже водорода, при этом вакуум не обязан быть полным.

Итак, разместим внутри дирижабля цилиндрический баллонет, меридиональные балки которого будут, как и в крыле суперистребителя, представлять трубы с обмоткой суперволокнами с высоким давлением газа внутри. Этот баллонет нужен будет для хранения вакуума, а трубы с газом сделают цилиндр легче при той же прочности по сравнению со статическими балками. Часть труб уже перед стартом будет заправлена кислородом плюс немного гелия. Однако мы теперь имеем возможность при полёте дирижабля водород из оболочки не выбрасывать в атмосферу, а закачивать в свободные трубы, при этом этот водород будет топливом для двигателей на высоте более 30 км в ракетном режиме, в совокупности с кислородом.

Рассмотрим полёт такого дирижабля. Старт с вдвинутыми полукрыльями, набор высоты, работают двигатели на керосине, водород по мере подъёма закачивается в трубы цилиндрического баллонета. На высоте в 10-12 км выдвигаются полукрылья, скорость растёт в связи с уменьшением сопротивления разрежённого воздуха. До 30 км разгон возможен как на одних ТРД, так и совместно с двигателями типа SABRE, работающих на кислороде атмосферы. На высоте 30 км переход на ракетный режим, разгон до 14-16 М и высоты в 60-70 км. На этих высоте и скорости старт подвешенной к дирижаблю ракеты, идущей на орбиту 500 км, дирижабль идёт вниз в режиме планера, его цилиндрический баллонет заполнен вакуумом, впрочем, вакуум везде. Во время полёта при снижении и возрастании плотности атмосферы передняя часть дирижабля заполняется гелием из труб для пожаробезопасности, ведь она особенно сильно разогревается ударными волнами, остальная часть – горячим воздухом из атмосферы (впрочем, можно всё заполнять горячим воздухом, тогда будет экономия на гелии и останется больший объём в трубах для кислорода и водорода). С учётом того, что дирижабль избавился от веса ракеты и вкупе с объёмом вакуума, он будет нормально лететь, впрочем, ему будет помогать и крыло. Таким образом, гася скорость и высоту, дирижабль выходит в район посадки. При погашении скорости до малой дозвуковой запускаются атмосферные двигатели. А вот и посадка, то есть причаливание.

Рассмотрим полёт с выходом дирижабля на орбиту 500 км. Очевидно, что это будет полёт с небольшим грузом, то есть это люди и высокотехнологичное оборудование, так как для такого полёта надо гораздо больше горючего и окислителя. Тут разгон с 30 км будет до орбитальной скорости. Тем не менее, возвращение будет тоже с небольшой массой, ведь будет большой расход горючего и окислителя. Этот полёт будет радикально отличаться от входа в плотные слои спутников – дирижабль не падает, а летит, ведь у него и корпус несущий, и крыло есть, то есть он будет постепенно гасить скорость, не допуская очень сильного кинетического нагрева. Можно для ускорения торможения использовать двигатели, изменив их вектор тяги на противоположный. В остальном всё так же, как и для предыдущего варианта.

Таким образом, космический дирижабль участвует в управлении климатом дважды – и как элемент водородной энергетики, и как транспорт для строительства жилого пояса, который будет управлять нагревом поверхности Земли в экваториальном поясе.

Разумеется, было бы неплохо всё это просчитать, но отложим это на будущее.



   ЛИТЕРАТУРА

1. «Наука и жизнь» № 1, 1989, «Ту летит на водороде», с. 33

2. Агеев Никита Дмитриевич (на 2010 г. студент 762 гр. МФТИ, факультета аэромеханики и летательной техники), «Влияние радиуса закругления носовой части профиля крыла на его лобовое сопротивление в сверхзвуковом диапазоне скоростей», работа была представлена на финальный тур Всероссийской студенческой олимпиады «Авиация и авиационная техника» 23-24.11.2010, УДК 533.692.3. МФТИ, ЦАГИ им. Н. Е. Жуковского.


 


 КОММЕНТАРИИ

1. Вот некоторые примеры: Англия – Skylon с двигателями SABRE; Германия – Diehi; Франция – LEA; Индия – PRDO, Брамос («Оникс» совместно с Россией), Австралия – Hy Sho, Бразилия – X-14, Россия – ИГЛА «Холод -2» (19.092912 в Туле д. Рогозин заявил о создании холдинга из КТРВ и НПО «Машиностроение» для разработки ГЗЛА), США – Boeing X-51A Waverider и Lokheed Martin HTV -2.

2. «Прозрачная кабина» - концепция, суть которой в том, что на внешней обшивке самолета устанавливаются видеокамеры с охватом всей сферы, а внутри кабины вокруг пилота – экраны, полностью отображающие всю сферу вокруг самолета и все внешние самолеты и события. Ясно, что реализация этой концепции позволяет оказаться от выступающего фонаря кабины пилота на истребителях, то есть в итоге повысить их аэродинамическое совершенство.


3. Итак, трубу кессона с толщиной стенки 3 мм можно на токарном станке проточить до толщины стенки 1 мм, но в части трубы внутри фюжеляжа и у корня консоли протачивать нельзя в связи с тем, что внутри фюзеляжа расположены расходно-заправочные штуцеры на трубах, а трубы у корня воспринимают максимум сжатия от изгибающего момента и перерезывающую силу. Однако за 250-300 мм до оконечной полусферы надо выполнить расширяющийся конус. Полусферы необходимо выполнять не сваркой, а закаткой труб, так как сварной шов не обеспечивает необходимую прочность, оставшееся горло можно заварить. Применение ВУН позволяет получать любую требуемую прочность, в том числе и для давлений в тысячи атмосфер, а предлагаемая технология дает возможность совмещать большую толщину стенок концевых полусфер с высокой прочностью ВУН.

4. Для крепления расходно-заправочных штуцеров неминуемо придется просверливать уже обмотанную трубу, сильно уменьшая её прочность, что при высоких давлениях недопустимо. Поэтому предлагается такая методика. Штуцер должен быть сквозным и двухсторонним – уравновешивание силы давления на оба его конца исключает его выбивание или выдавливание. После вкручивания штуцера производится перекрещивающаяся обмотка его выходов волокном из углеродных нанотрубок. Далее с двух сторон в непосредственной близости от штуцера подматываются кольца из ВУН, на которые наклеиваются титановые кольца.

 

   СОКРАЩЕНИЯ

1. ГП – глобальное потепление
2. ВЭ – водородная энергетика
3. ТЭС – тепловая электростанция
4. ВУН – волокно из углеродных нанотрубок
5. ЯСУ –ядерная силовая установка
6. ВКС – воздушно-космический самолет
7. ВПП – взлетно-посадочная полоса
8. КС – камера сгорания
9. М – число Маха, отношение скорости полета к скорости звука
10. МБР – межконтинентальная баллистическая ракета
11. ПТБ – подвесные топливные баки
12. РЛС – радиолокационная станция
13. БРЭО – бортовое радиоэлектронное оборудование
14. ИЛС – индикатор лобового стекла пилота
15. ТРДФ – турбореактивный двигатель с форсажом
16. ТРДДФ – двухконтурный ТРДФ
17. ПВРД – прямоточный воздушно-реактивный двигатель
18. ГПВРД – гиперзвуковой ПВРД
19. ЖРД – жидкостный реактивный двигатель
20. ВРД – воздушно-реактивный двигатель
21. ТРД – турбореактивный двигатель
22. СУ – силовая установка
23. АКС – авиационно-космическая система
24. ОС – орбитальный самолет
25. ГСР – гиперзвуковой самолет-разгонщик
26. РТДп – ракето-турбинный пароводородный двигатель
27. ППК – противоперегрузочный костюм
28. ВКК – высотнокомпенсирующий костюм
29. УВТ – управляемый вектор тяги
30. ЯБЧ – ядерная боевая часть
31. ЭПР – эффективная площадь рассеяния