Безаэродромный взлёт экономичного как планер длиннокрылого авиалайнера будущего с помощью разгоноплана разгоноплан планлайнер Авиация будущего – сверхэкономная по расходу топлива и… способная взлетать с ВПП 200 метров (и садиться) с любых поверхностей: поле, река, озеро, болото, саванна, пустыня Крылья планлайнера зафиксированы на концах крыла экраноплана-носителя и уже находятся под нагрузкой веса лайнера, т.е. прогнутся также, как и в полёте Все проблемы длиннокрылой авиации разрешаются при помощи взлётно- посадочных носителей, которые при взлёте и крылья предохранят от избыточных деформаций, и обеспечат почти бесшумный, но чрезвычайно интенсивный разгон (/торможение) при взлёте (/посадке). В городе может быть хоть десять малых аэропортов (пусть даже в его центре) подобных автостанциям по размерам (а их никто не взрывает, т.к. они малы), и прилетать вы сможете прямо в свой район, выбрав соответствующий рейс Растолковский © Из-за этого высокого, порядка 3g, ускорения я и назвал его разгонопланом, а получится оно благодаря ВОДОСТРУЙНОМУ РЕАКТИВНОМУ ДВИГАТЕЛЮ и его большой тяге а = (1..3)g g, показано для сравнения с а

Этому классу устройств издавна принадлежат луки со стрелами, баллисты, средневековые требушеты, пушки, паровые и электромагнитные катапульты, в том числе рельсотроны. Назначение всех этих известных устройств – придание ПН кинетической энергии. Причём, ракеты применяются для достижения больших (вплоть до космических) скоростей, но и пушки с вооружения не сняты. Значит, они пока более удобны для достижения меньших скоростей. Почему не ракеты? Сейчас эра высокоточного оружия, а вставлять аппаратуру наведения в пушечный снаряд сложнее, там она должна выдерживать запредельные перегрузки. При малых скоростях движения ракеты (до 1 км/с) энергия топлива расходуется не эффективно! Она достаётся в основном струе вылетающих газов, а не ракете. Может быть это противоречие разрешимо? Что-то можно придумать? Откуда взялись разгонопланы? Обычно задача любого транспортного средства: автомашины, судна или самолёта – просто перемещение груза или ПН (полезной нагрузки), а кинетическая энергия груза и вначале, и в конце перемещения =0. В этом смысле ракеты относятся к совершенно иному классу транспортных средств – метательных, их задача и результат работы двигателя – придание ПН кинетической энергии. А там уже дело в назначении самой ПН, как она распорядится полученной КЭ: на перемещение, подъём на высоту или пробивание преграды. Значит, при строгом анализе сравнивать ракету надо не с самолётом, а с другими метательными орудиями. А спектр технических задач по разгону различных ПН весьма широк! И скорости там не высокие: начиная от м/с, например, для запуска самолётов или заброса спасателя, пожарного, десантника-спецназовца на крышу небоскрёба. Есть ещё задача стрельбы очень массивными снарядами на дистанцию до 10 км, или планирующими бомбами на 50 км, скорости тут ещё дозвуковые. При этом не хотелось бы использовать пушки вроде «Большой Берты» или «Колоссаль» массой в сотни и тысячи тонн. Циолковский писал, что ракета – это пушинка, в сравнении с пушкой, дающей туже энергию броска. И правда, ей не нужна такая прочная конструкция, которая соответствует кинетической энергии брошенного снаряда. Мини-вианосец © Растолковский А вот пушкам и метательным орудиям такая тяжёлая конструкция просто необходима Это противоречие разрешается снижением скорости отброса реактивного рабочего тела

Работа двигателя А = Δ m·u 2 /2 При v

Максимальная эффективность работы чисто ракетного реактивного двигателя (чисто ракетное движение подразумевает, что вся отбрасываемая масса заранее запасена на борту) - достигается на скорости движения ракеты равной скорости отброса рабочего тела При этом мы полностью утилизуем КЭ ранее накопленную в отбрасываемой массе рабочего тела, т.к. его частицы в отбрасываемой струе останавливаются в результате равенства скоростей v=u и их КЭ становится равной нулю. Потери на «остаточное движение струи» в этот момент обнуляются. Таким образом ОТБРАСЫВАЕМАЯ МАССА используется и как «НАКОПИТЕЛЬ КИНЕТИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ», которая затем используется, когда ракета движется на большой скорости и этим увеличивает эффективность работы РД, как бы перекачивая КЭ расходуемого топлива Δm в КЭ остающейся массы ракеты. При v = u Максимальная эффективность накопления КЭ ΔmΔm ПНРТ КОНСТ- РУКЦИЯ ΔmΔm КИН. ЭНЕРГ. K = Δ m·v 2 /2 v u u- v = 0 A v K = 0 А = Δ m·u 2 /2 Частицы отброса остановились Эффект «перекачивания КЭ» в б0льшей степени проявляется на б0льших скоростях, порядка v=>2u, когда КЭ ракеты уже не накапливается, а только расходуется, концентрируясь при этом в ПН, скорость которой продолжает расти.

Предвари- тельный разгон до скорости V порядка 0,3-0,5 U ОТБРАСЫВАЕМАЯ МАССА как «АККУМУЛЯТОР КИНЕТИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ» «Перекачка» кинетической энергии рабочего тела РТ (компонентов топлива или массы отброса) ракеты (или любого другого реактивного прибора) к ракете и её полезной нагрузке ПН, т.е. использование отбрасываемой массы в качестве временного накопителя кинетической энергии Работа двигателя А = Δ m·u 2 /2 При vu ΔmΔm ПНРТ КОНСТ- РУКЦИЯ ΔmΔm КИН. ЭНЕРГ. K = Δ m·v 2 /2 u u-v A v v При v = u Максимальная эффективность накопления КЭ ΔmΔm ПНРТ КОНСТ- РУКЦИЯ ΔmΔm КИН. ЭНЕРГ. K = Δ m·v 2 /2 v u u- v = 0 A v K = 0 А = Δ m·u 2 /2 При v = 2 u конец накопления кинетической энергии. Дальше она уменьшается ΔmΔm ПНРТ ΔmΔm u u-v = u A v v ΔmΔm ПН РТ ΔmΔm u u-v > u A v При v > 2 u Утилизация накопленной кинетической энергии РТ в К полезной нагрузки и К конструкции ракеты с существенными потерями КЭ, которые резко растут с ростом V >3U потеря КЭ На старте при нулевой скорости вся работа двигателя уходит в энергию реактивной струи. КПД=0, поэтому желателен предварительный разгон каким-либо другим, неракетным, способом до скорости не менее 0,3 скорости истечения U, далее КПД будет >50% вплоть до скорости в 1,7 U v Здесь и далее применяется авторская терминология, аналогичная применяемой в радиотехнике. Мы рассматриваем реактивный движитель как преобразователь энергии К рабочего тела в К пн и К конструкции ракеты или другого реактивного прибора «перекачка » Сохранение КЭ Часть А, увеличивающая КЭ «перекачка » КЭ сгущается в ПН! Частицы отброса остановились При первом просмотре можно пропустить

ЭФФЕКТИВНОСТЬ АККУМУЛИРОВАНИЯ И «ПЕРЕКАЧКИ» КИНЕТИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ Вычислим накопление КЭ ракеты Соответствующая мощность: § Накопление КЭ Ракета в полёте (когда её скорость = v ) использует два вида энергии: химическую энергию компонентов топлива и их уже запасённую (в отбрасываемой массе) кинетическую энергию. Значит, существуют её потери из-за ежесекундного расхода рабочего тела, где точка означает дифференцирование по времени. Разгон у нас горизонтальный, поэтому гравитации- онных потерь нет, а аэродинамическими пренебрегаем Эффективность накопления КЭ – это отношение прироста КЭ ракеты к затратам полезной мощности двигателя, а это КЭ реактивной струи выброшенной за одну секунду Эффективность чисто реактивного движителя, когда вся отбрасываемая масса берётся с собою. Хотя всё ж любое ускоренное движение реактивное, но реактивный самолёт сюда не относится: он берёт и отбрасывает окружающий воздух. Это не чисто реактивный прибор, и КПД его движителя рассчитывается по-другому ,2 0,3 0,4 0,5 0, 6 0,7 0,9 0,8. График с логарифмической шкалой V для конкретных скоростей истечения двигателей ВСРД сверхзвукового разгоноплана η ( ) ЖРД на керосине Твёрдотопливная ракета, U = 2 км/с η V эфф.1 V эфф.2 0,3u 1,7u V эфф. =(1 +0,5 )u (1 + 0,7)u Диапазон эффективного накопления КЭ КПД > 50% 0,7 ОГНЕВЫЕ РАКЕТЫ ДИАПАЗОНЫ ЭФФЕКТИВНОСТИ И ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ: сначала разгоноплан – 1-я ступень, потом ракеты: 2-я и, если надо, последующие ступени «РАКЕТЫ ХОЛОДНОЙ СТРУИ» ВСРД разгоноплана для запуска самолётов U=40 м/с На больших скоростях v=>2u, эффект «перекачивания КЭ из топлива в ПН ракеты» становится главным, т.к. накопления КЭ ракеты уже нет – она уже только уменьшается. При этом расход и утилизация ресурса КЭ топлива в несколько раз превышает мощность самого РД. Такой эффект благоприятен для разгона в условиях большого сопротивления движению, например, при преодолении сверхзвуковым разгонопланом звукового барьера: тяга водоструйного РД с U=160 м/с получается в этом случае вчетверо больше чем для гипотетического эффективного движителя, отталкивающегося непосредственно от неподвижной среды! Т.е. это если бы мы могли разгоняться с помощью колеса или линейного ЭД, что по КПД должен быть в принципе выше КПД ТРД самолёта. Получаем «КПД=400%»? Нет, это эффект от «перекачки» накопленной в рабочем теле кинетической энергии!!! При первом просмотре можно пропустить

Сила тяги: F тяги = Δm/Δt·u Соответствующая этой тяге мощность: Р эфф = F тяги v = Δm/Δt·uv = Δm/Δt·2u 2 = 4P при v= 2u Выходная мощность РД: Р = Δ m/ Δ t·u 2 /2 Действительно, на последнем этапе разгона, например, при скорости вдвое превышающей скорость истечения, имеем: разгоноплан планлайнер а = (1..3)g g, показано для сравнения с а Поэтому так сравнительно легко Разгоноплан может разгонять тяжелые авиалайнеры с огромным размахом крыльев не только до необходимой взлетной скорости, но и с некоторым существенным избытком скорости, позволяющим лайнеру по инерции взлететь над городом на большую высоту, где шум двигателей лайнера, выведенных на среднюю необходимую для дальнейшего подъёма мощность уже не помещает сну горожан. Эту возможность совсем не обязательно «использовать на полную катушку», т.к. воды потребуется тогда 86,4% от стартовой массы, а вот предварительный разгон колёсами или канатом всей «системы-сцепки» до скорости (0,3-0,5)u нам бы не помешал, т.к. это может снизить стартовую массу системы на 26-40%. Но и тогда воды нужно в 4,5раза больше ПН! 77,7% В оптимальном варианте, если реактивный разгон будет проходить от скорости 0,5u до 1u, то нам потребуется всего 40%-й запас воды от массы всей заправленной сцепки. Выигрыш в тяге в конце разгона тогда не 4-х, а двукратный. Оптимальный вариант распределения масс Запас воды (рабочее тело) 40% Разгоноплан (пустой) 15-20% Полезн. нагрузка (планлайнер) % Усреднённый КПД на этапе реактивного разгона от 0,5u до 1u в идеале при этом составит 83% Если мы не будем гнаться за таким высоким КПД, то воды потребуется гораздо меньше.

Далее следует приложение, поясняющее экономичность авиалайнеров с большим размахом крыльев Действительно, аналогичный самолет Берта Рутана «Вояджер» в 1986 году благодаря большому размаху крыльев и полученной главным образом из-за этого высочайшей экономичности смог без посадки и дозаправок облететь вокруг земного шара. Но при этом были проблемы со взлётом этого длиннокрылого аппарата – от удара колеблющихся при разбеге самолёта крыльев о ВПП от концов крыльев отломились противовихривые вертикальные законцовки крыла. К счастью полёт удалось продолжить и удачно завершить и без этих повышающих экономичность полёта элементов.

за летящим самолётом возникает нисходящий поток воздуха по ширине близкий к размаху крыльев Секундный Объём вовлекаемого в нисходящее движение воздуха пропорционален скорости самолёта и площади круга, в который крыло вписывается как диаметр

Скорость самолёта L Секундный Объём вовлекаемого в нисходящее движение воздуха пропорционален скорости самолёта и площади круга, в который крыло вписывается как диаметр. Значит, масса отбрасываемого вниз воздуха будет как и площадь круга пропорциональна квадрату диаметра, т.е. квадрату размаха крыльев самолёта L

Скорость самолёта L Если увеличить размах крыльев вдвое, то Секундный Объём вовлекаемого в нисходящее движение воздуха возрастёт в 4 раза. А это значит, что для создания той же подъёмной силы крыла энергозатраты снизятся тоже в 4 раза! Т.к. скорость отброса воздуха вниз может быть снижена в 4 раза, а секундный реактивный импульс отбрасываемого вниз воздуха не изменится, и подъёмная сила останется той же. А кинетическая энергия масс отброса снизится в 4 раза: из-за уменьшения скорости онав 16 раз (т.к. она пропорциональна квадрату скорости), а из-за роста массы в4 раза. Итого: снижение кинетической энергии отброса составит 4 раза! Обычный размах крыльев Удвоенный размах крыльев

Почему этого не делают? Крыло становится вдвое тоньше! Теряет прочность и Жёсткость в 8 раз При взлете такое гибкое крыло будет просто бить о ВПП аэродрома ! Так и было с «Вояжером» в L LТак оно может согнуться под нагрузкой А таким изогнутым вниз его, возможно, придётся делать для частичной компенсации прогиба В полёте на высоте такие деформации крыла в принципе допустимы, да и крыло можно сделать адаптивным по кривизне – пере- настраевыемым в полёте. Но на взлёте и посадке крыло должно быть жёстким!

Тем не менее такие перспективные пассажирские самолёты проектируются Чем это не планлайнер? Только разработчики его переусложнили: при разбеге на взлёте он должен раскладывать свои длинные крылья как птица. Иначе уж больно много места такой самолёт занимает в ангаре. Поэтому реализация проекта откладывается до 2030 года. А мы пойдём другим путём! Цельное (без сочленений) крыло прочнее, а для постановки самолёта в ангар его можно вообще отсоединить от фюзеляжа или повернуть вдоль него. Кроме того крыло планлайнера проще: ему не нужны закрылки и предкрылки – те фазы полета на малых скоростях, где они были бы нужны планлайнер проходит на спине РАЗГОНОПЛАНА! Освободившееся место в крыле будет заполнено прочным композиционным материалом. А это позволит добиться достаточной жёсткости и прочности крыла! Это проще и надёжнее.