Как и чем уничтожить АУГ?

Antropolog

Активный участник
Сообщения
3.907
Адрес
СССР-Украина-Россия
У меня получилось, что при 5600 км/ч получаемая подъемная сила в 2 с лишним раза больше массы ракеты.
http://yandex.ru/clck/jsredir?from=...10n=ru&cts=1466456007090&mc=4.252421151644845
Весьма интересная статья еще 1974 года (Ученые записки ЦАГИ) -- дает однозначное представления о том, что считать как считает Бриз абсурдно, не говоря уже об утверждении невозможности полета и маневрирования Х32 на приемлемых скоростях на высоте 35-40 км.
 

Tigr

Модератор
Команда форума
Сообщения
25.407
Адрес
Саратов
Весьма интересная статья еще 1974 года (Ученые записки ЦАГИ) -- дает однозначное представления о том, что считать как считает Бриз абсурдно, не говоря уже об утверждении невозможности полета и маневрирования Х32 на приемлемых скоростях на высоте 35-40 км.
Да, очень доходчиво объяснено.
 

Antropolog

Активный участник
Сообщения
3.907
Адрес
СССР-Украина-Россия
Да, очень доходчиво объяснено.
Главное легко запоминается:).
Кстати, тут вспомнил один старый, но интересный материал про посадку "Шатла". Только на высоте 27км на скорости 4М он начинает управляться почти как самолет....
Спуск в атмосфере и посадка

За 20 мин до подачи тормозного импульса ВКС был повернут хвостовой частью вперед по направлению вектора скорости, и спустя 53 ч 21 мин после старта МТКС на ВКС были включены ЖРД ОМS, которые проработали 150с и уменьшили орбитальную скорость на 82,5 м/с. В это время ВКС находился над акваторией Индийского океана, а из центра управления сообщили, что четыре самолета сопровождения Т-38 взлетели с авиабазы ВВС Эдвардс для встречи ВКС "Колумбия". После отработки тормозного импульса системой орбитального маневрирования Янг начал поворачивать ВКС по тангажу до 18º, после чего движение по тангажу продолжалось автоматически. Когда ВКС достиг условной границы атмосферы, его угол атаки составил +40º, причем на этом угле атаки ВКС имел отрицательную путевую устойчивость.


Вход в атмосферу начался на высоте 120 км при скорости ВКС, соответствующей числу М=24, через 28 мин после подачи тормозного импульса.

Протяженность участка от точки входа в атмосферу до базы ВВС Эдвардс составила 7060-7080 км. Продолжительность полета до момента посадки была 32 мин.

Через 140 с после входа в атмосферу, когда скоростной напор достиг 2,44 кгс/кв.м, началось балансировочное отклонение элевонов и подфюзеляжного щитка ВКС. На 180-й секунде после входа в атмосферу осуществился переход к совместному использованию реактивной системы управления и элевонов, продолжавшемуся до 280-й секунды полета ВКС в атмосфере, после чего ЖРД системы управления по крену были отключены.

Через 4 мин после входа в атмосферу наступил период "радиомолчания", а через 7 мин на высоте 78 км аппарат начал выполнять свой первый разворот с креном 80º. Характерно, что при снижении ВКС с высоты 120 км (М=24) до высоты 27 км (М=4) логика отклонения его элевонов была противоположна логике работы элеронов обычного самолета. Так при выполнении крена вправо левый элевон ВКС отклоняется вверх, а правый вниз. Начиная с высоты 27 км и скорости, соответствующей числу М=4, элевоны отклонялись как у обычного самолета.

При осуществлении спуска ВКС в атмосфере по штатной траектории предусматривается выполнение около пяти маневров типа "змейка". Это связано с необходимостью рассеивания избыточной энергии ВКС, обеспечения его захода на посадку и посадки на базе ВВС Эдвардс.

Для создания крена ВКС начинает двигаться с боковым скольжением, а затем используются элевоны. Например, чтобы накренить ВКС вправо, необходимо сначала обеспечить левое скольжение, для чего экипаж включает двигатели системы управления по рысканию, поворачивая носовую часть фюзеляжа вправо. Боковое скольжение приводит затем к крену ВКС, контролируемому автоматической системой управления или вручную. При этом элевоны, используемые в качестве демпферов, отклоняются в положение, противоположное отклонению элеронов обычных самолетов.

В процессе выполнения первого маневра с креном 80º в автоматическом режиме ВКС "Колумбия" имел скорость, соответствующую числу М=24, и находился на расстоянии 5067 км от места посадки на высоте 78,0 км. Скорость поворота по крену составляла 6 град/с, что на 1 град/с превышало ожидаемую величину. При этом произошло отклонение от штатного маневра. Вместо 80º ВКС накренился на 85º, а затем совершил четыре колебания вправо и влево, прежде чем занял требуемое положение. Данное отклонение от штатного маневра не потребовало, однако, вмешательства экипажа. Боковое скольжение ВКС в этой точке траектории не повлияло на безопасность полета, поскольку температуры нагрева еще не достигли критических значений. По мнению экипажа, причина колебаний ВКС при выполнении первого маневра по крену не связана с работой системы управления и ее можно устранить, выполняя крен с меньшей угловой скоростью. При этом превышение заданного значения угла крена и боковое скольжение ВКС могут быть небольшими. На отработку первого маневра ВКС реактивной системой управления было израсходовано 90,7 кгс топлива.

В первые 14 мин полета в атмосфере, когда скорость снижалась от М=25 до М=20, а высота уменьшалась со 120 до 69 км, угол атаки ВКС составлял 40º, а температура на некоторых участках ВКС достигла 1371-1648ºС. Этот участок полета был одним из наиболее критичных. При скорости 7,35 км/с, когда ВКС находился над Тихим океаном и летел в темноте, Криппен увидел слабое розовое свечение вокруг боковых иллюминаторов, которое постепенно увеличивалось и охватило передние иллюминаторы.. Затем окраска свечения стала переходить в оранжевую, немного смещаясь к носку фюзеляжа. По мнению Янга, Криппен не мог видеть розового свечения вокруг носовой части ВКС в тот момент, когда температуры еще не достигли 1093ºС. Что же касается оранжевого свечения вокруг носка фюзеляжа ВКС, то оно соответствовало температуре 1648ºС. Впервые оранжевое свечение вокруг носка фюзеляжа было зарегистрировано экипажем на высоте 99 км при скорости полета, соответствующей числу М=24,5. В этот момент, однако, ВКС начал освещаться лучами всходившего солнца и наблюдаемое свечение исчезло.

Автоматическое управление ВКС при спуске началось в тот момент, когда перегрузка достигла значения 0,176. До этого времени, хотя навигационная система ВКС рассчитывала местоположение аппарата, система управления не осуществляла автоматической выдачи команд по дальности. При перегрузке 0,176 и скоростном напоре 19,53 кгс/кв.м, когда высота полета соответствовала 78,9 км, а скорость - числу М=24, система управления начала рассчитывать углы разворота, необходимые для достижения базы ВВС Эдвардс (находившейся в этот момент в 5864,5 км) и расстояние до нее. Автоматическая система управления обеспечила также отображение траектории полета ВКС на экране электронно-лучевого индикатора в кабине экипажа.

Основная задача экипажа заключалась в контроле системы управления и изменение лобового сопротивления ВКС в соответствии с его эталонным значением, отображаемым на экране дисплея.

При достижении скоростного напора 97,65 кгс/кв.м на высоте 73,5 км и скорости, соответствующей числу М=23, экипаж ожидал бафтинга элевонов. Это явление имитировалось на тренажере ВКС в процессе предполетной подготовки, однако при спуске в атмосфере никаких колебаний элевонов не наблюдалось.

Следующий автоматический разворот ВКС влево был выполнен экипажем на высоте 66 км при скорости, соответствующей числу М=18.

Через 15 мин полета в атмосфере на высоте 63,9 км и при скорости, соответствующей числу М=18 (аппарат в этот момент находился в 1609 км от авиабазы Эдвардс), начался квазистационарный участок планирования ВКС, на котором система управления обеспечивала постоянство подъемной силы и перегрузки ВКС. На высоте 56,4 км начался участок полета с постоянным лобовым сопротивлением.

При скорости 2,88 км/с снова последовал правый разворот с креном 70º. Характеризуя гиперзвуковой участок полета в атмосфере, Янг заявил, что ВКС на гиперзвуковом режиме оказался более устойчивым, чем предполагалось.

Связь с экипажем была восстановлена, когда ВКС находился на высоте 56,4 км и имел скорость, соответствующую числу М=10,8. Наземные станции сопровождения обнаружили ВКС на высоте 50,3 км, когда он находился на расстоянии ~760 км от места посадки. По данным наземных средств сопровождения и бортовых систем все параметры были в норме.

ВКС пересек Калифорнийское побережье между городами Сан-Франциско и Лос-Анджелес на высоте 41,6-42,3 км при скорости, соответствующей числу М=6,5-6,6. Когда скорость ВКС снизилась до 1,44 км/с (М=5), а высота уменьшилась до 34,5 км, Янг перешел на ручное управление и выполнил левый разворот ВКС. На высоте 25,5 км (скорость ВКС соответствовала числу М=2,8) был выполнен правый разворот.

Участок снижения ВКС с высоты 34,5 км до высоты 24,6 км, когда скорость полета уменьшилась с М=5 до М=2, также был одним из наиболее критичных, поскольку некоторые пилотажные характеристики ВКС "Колумбия" на этом участке не считались достаточно надежными. Первоначально программой полета не предусматривался переход на ручное управление именно на этом участке. Однако незадолго до запуска МВКА "Спейс Шаттл" было принято решение о переходе на ручное управление, начиная с высоты 34,5 км, когда скорость полета будет соответствовать числу М=5. Ручное управление использовалось для выполнения плавных разворотов ВКС на тех режимах полета, при которых могло возникнуть нежелательное боковое скольжение ВКС. Ручное управление осуществлялось Янгом в соответствии с данными о пространственном положении ВКС, высвечиваемыми на экране дисплея.

Когда скорость полета ВКС немного превышала значение, соответствующее числу М=2, возник небольшой бафтинг, продолжавшийся в диапазоне околозвуковых скоростей. Бафтинг уменьшался по мере снижения скорости до значения, соответствующего числу М=0,8.

shut49.jpg

Когда ВКС прошел над авиабазой Эдварде на высоте 16,2 км, его скорость уменьшилась до значения, соответствующего числу М=1,3. При прохождении звукового барьера последовали два хлопка, и через несколько секунд два самолета Т-38, получившие от наземных РЛС сопровождения данные о местоположении ВКС, встретили его на высоте 9,9 км (смотри фотографию слева), с которой спуск ВКС проходил при угле наклона траектории к горизонту, равном 20º. Небольшое выравнивание уменьшило его скорость до 592 км/ч, Янг снова взял управление на себя, выполнил левый разворот на 210º при угле крена 35º и перегрузке 1,3, направляя ВКС на посадочную полосу N23 на дне высохшего озера Роджерс.

На расстоянии 8 км от озера Роджерс и в 10,4 км от места посадки Дж. Янг произвел выравнивание ВКС. Скорость полета в этот момент составляла ~536, км/ч, а высота 3,6 км. Поскольку после выполнения левого разворота угол наклона траектории превысил 20º, Янг уменьшил его до требуемого значения. Скорость снижения составила 60 м/с, и к этому времени аппарат находился в 3,2 км от места посадки.

При подходе к границе высохшего озера высота полета ВКС составляла 600 м. При скорости ВКС 527,2 км/ч и высоте 525 м произошло непредвиденное отклонение от штатной последовательности проведения посадки. В процессе предварительного выравнивания ВКС Дж. Янг начал медленно увеличивать угол тангажа для уменьшения скорости спуска и обеспечения требуемой индикаторной скорости. В этот момент произошло неожиданное увеличение индикаторной скорости до 564,2 км/ч и для ее уменьшения до 342,5-348 км Янг вынужден был посадить ВКС на 600-900 м дальше расчетной точки. Шасси было выпущено на высоте 120 м. Вертикальная скорость ВКС перед посадкой составила 0,15-0,3 м/с вместо расчетной величины 0,6-0,9 м/с. Пробег был равен 2750 м.

ВКС осуществил посадку через 54 ч 20 мин 52 с после старта. Спустя 58 с после касания посадочной полосы, аппарат остановился, а через 4 мин к нему прибыли техники в специальных защитных костюмах с датчиками для анализа окружающей атмосферы на взрывоопасность вследствие возможной утечки компонентов топлива ЖРД системы реактивного управления (монометилгидразина и четырехокиси азота).

Через 14 мин 8 с после посадки к ВКС были поданы два тягача с прицепами. На одном из них смонтирована установка для кондиционирования воздуха и питающие ее два дизельных генератора мощностью по 300 кВт. По шлангам, подсоединенным к хвостовой части ВКС, олажденный воздух был подан в грузовой отсек, кабину экипажа и другие отсеки для удаления взрывоопасных и токсичных паров. На втором прицепе смонтирована холодильная установка и питающий ее дизельный генератор мощностью 300 кВт, которая охлаждала бортовое оборудование ВКС.

Из-за повышенной концентрации паров монометилгидразина экипаж вышел из ВКС только через час после посадки, хотя при нормальных условиях выход экипажа должен осуществляться спустя 20 мин после остановки ВКС на посадочной полосе.

shutl7.gif

Снижение...
shut32-1.jpg

Касание!
shut33-1.jpg

shut34-1.jpg

Панорама остановившегося ОК "Колумбия" на полосе соляного озера авиабазы Эдвардс

shut36-1.jpg

Выход Дж.Янга из ОК "Колумбия"
shut35-1.jpg

Выход командира Дж.Янга из ОК "Колумбия"
shut37-1.jpg

Выход Р.Криппена из ОК "Колумбия"
 
Последнее редактирование:

Breeze

Военный лётчик
Сообщения
17.919
Адрес
Israel
Antropolog сказал:
Весьма интересная статья еще 1974 года (Ученые записки ЦАГИ) -- дает однозначное представления о том, что считать как считает Бриз абсурдно, не говоря уже об утверждении невозможности полета и маневрирования Х32 на приемлемых скоростях на высоте 35-40 км.

Да, очень доходчиво объяснено.
- Как легко, оказывается, Вам "навешать лапши на уши". А ведь Вы абсолютно точно вначале сказали, что значением коэффициента Су не пользовались, - за ненадобностью.
И нам действительно неважно, как меняется зависимость С
у=f(α) на М=3, М=5, или М=12.
Нам требуется, чтобы коэффициент подъёмной силы С
у во всех случаях был таким, чтобы в соответствии с этой формулой:
57a7f157ca62f2718b4a8e4826637c7fbc8585e5

подъёмная сила Y была равна текущему весу ракеты G (условие горизонтального полёта). Угол атаки будет другим, но это не имеет значения: и на 3.4М (1 км/с) для горизонтального полёта С
у не был максимальным, и на 5.1М (1.5 км/с) для горизонтального полёта Су не будет максимальным, и на больших числах М нам не потребуется Су макс.
Автопилот ракеты просто подберёт ракете угол атаки такой, чтобы она находилась в горизонтальном полёте. А Су при этом подберётся сам автоматически для данной скорости.
Нам известно, что на высоте 40 км действуют все законы аэродинамики, что и на 30 км, что на 20 км, что на 10 км:
https://ru.wikipedia.org/wiki/Число_Кнудсена
Число Кнудсена (
a84ae93273de1be80c9fefe33ca8587a9e8fa641
) — один из критериев подобия движения разрежённых газов:
8c1fbd4833ec6174548659cc7803b3911938e134

где
b43d0ea3c9c025af1be9128e62a18fa74bedda2a
— средняя длина свободного пробега молекул в газе,
103168b86f781fe6e9a4a87b8ea1cebe0ad4ede8
— характерный размер течения (например, длина обтекаемого тела, диаметр трубопровода, диаметр свободной струи). Для идеального газа формула имеет вид:
c77f01c14bf4a483de482c883dd202fa7d9b0d57

где
c9b90d21a1c8fb907fddab1caded3b7f1eeffe3d
постоянная Больцмана,
b4dc73bf40314945ff376bd363916a738548d40a
давление,
ec7200acd984a1d3a3d7dc455e262fbe54f7f6e0
температура,
59f59b7c3e6fdb1d0365a494b81fb9a696138c36
— поперечный размер частицы.

Названо в честь датского физика Мартина Кнудсена (1871—1949).

Численная величина
a84ae93273de1be80c9fefe33ca8587a9e8fa641
характеризует степень разрежённости газового потока. Если
1611731951cae0e97a660bcb792fbc69e530fe5a
(теоретически при
4fefad8a133f5d3d85468487522f762aaa82f264
), то аэродинамические характеристики обтекаемых разрежённым газом тел (или течение в вакуумных трубопроводах) можно рассчитывать, не рассматривая столкновений молекул между собой, а учитывая лишь удары молекул о твёрдую поверхность (свободное молекулярное течение). Практически такие методы становятся применимыми и используются уже при
8abd13730b3eb5c6b50c14709fb5b345eb196e18
. Если
7c085a81ef9550adc6395f3cfb8c31a667dfa6ec
(теоретически — при
e0f3f5df52152d861e22d063ec527ff251191df9
), справедливо основное предположение гидроаэромеханики о сплошности (континуальности) среды и при расчете течения можно пользоваться уравнениями Эйлераили уравнениями Навье — Стокса с соответствующими граничными условиями. Практически эти методы справедливы и используются уже при
e9f8d3ed77b438a478b640cecddd0bbca1306af3
.

В области значений числа Кнудсена
4b9dec6d6bcd1649b0b878b46e09ac6a38ab284e
реализуются различные промежуточные между свободномолекулярным и континуальным режимы течения разрежённого газа с новыми граничными условиями.
........................................................
Длина свободного пробега молекул на высоте 40 км - 1.89*10^-5 метра. Что при длине гиперзвуковой ракеты, например, в 10 метров, даёт Kn=1.89*10^-6, что ≪1.
Следовательно: на высоте 40 км ещё действуют самые обычные законы аэродинамики.
На Фиг.6, приведённой Антропологом действительно хорошей статьи:
http://CyberLeninka.ru/article/n/vliyanie-formy-nesuschego-tela-na-ego-podemnuyu-silu-pri-sverhzvukovyh-i-giperzvukovyh-skorostyah-poleta.pdf
мы видим, что крутизна графиков Су=f(α) на М=10 значительно меньше, чем на М=2. Следовательно, при одном и том же угле атаке на этих двух режимах полёта при М=10 коэффициент подъёмной силы будет существенно меньше, чем при М=2. Более, чем вдвое! Поэтому, если (сдуру!:Lol:) задаться постоянством угла атаки на высоте 22.5 км и 40 км, то на высоких числах М на 40 километрах нам потребовалось бы ещё дополнительно разгонять скорость (которую уже некуда разгонять... :-D). Но поскольку дураков нет, то автопилот там просто чуть-чуть увеличит угол атаки.
 
Последнее редактирование:

marinel

Активный участник
Сообщения
26.489
Адрес
Санкт-Петербург
на 40 километрах нам потребовалось бы ещё дополнительно разгонять скорость
Разгонять скорость.....и это пишет якобы преподаватель... За такое ставят кол и выгоняют студентов из ВУЗа. Только полный .... неуч может такое написать.
 

marinel

Активный участник
Сообщения
26.489
Адрес
Санкт-Петербург
Но поскольку дураков нет
Кроме вас с предложением разгонять скорость дураков точно нет. Т.е. тут даже не употребить другого слова, такое мог написать только дурак.
 

КС

Модератор
Команда форума
Сообщения
18.076
Адрес
г. Коломна МО
О старую методичку достали?
Эту песТню уже много лет на еврейском форуме поёт мужик под ником "дятел-ветер" - "старые-ржавые русские ракеты не летаю и не попадают".:-D:-D:-D
 

marinel

Активный участник
Сообщения
26.489
Адрес
Санкт-Петербург
О старую методичку достали?
Эту песТню уже много лет на еврейском форуме поёт мужик под ником "дятел-ветер" - "старые-ржавые русские ракеты не летаю и не попадают".:-D:-D:-D
Добро пожаловать в списочек.:Drinks:
 

Tigr

Модератор
Команда форума
Сообщения
25.407
Адрес
Саратов
- Как легко, оказывается, Вам "навешать лапши на уши". А ведь Вы абсолютно точно вначале сказали, что значением коэффициента Су не пользовались, - за ненадобностью.

Сие предположение было бы верным, если бы Су был константой, а не изменялся в зависимости от скорости, как показано в статье выложенной Antropolog'ом. Поэтому предыдущая оценка потребной для обеспечения горизонтального полета скорости в зависимости только от плотности атмосферы (высоты полета) представляется некорректной, так как с изменением скорости меняется и коэффициент подъемной силы. Причем, как показано в вышеуказанной статье, на гиперзвуке несущую способность формирует форма корпуса летательного аппарата куда более, чем крылья.
 

Breeze

Военный лётчик
Сообщения
17.919
Адрес
Israel
Сие предположение было бы верным, если бы Су был константой, а не изменялся в зависимости от скорости, как показано в статье выложенной Antropolog'ом. Поэтому предыдущая оценка потребной для обеспечения горизонтального полета скорости в зависимости только от плотности атмосферы (высоты полета) представляется некорректной, так как с изменением скорости меняется и коэффициент подъемной силы. Причем, как показано в вышеуказанной статье, на гиперзвуке несущую способность формирует форма корпуса летательного аппарата куда более, чем крылья.
- Замечательно, Вы внимательно прочли мой #3006 ? Возражения есть? Поняли, что Су тут вообще не при чём?
 

Tigr

Модератор
Команда форума
Сообщения
25.407
Адрес
Саратов
- Замечательно, Вы внимательно прочли мой #3006 ? Возражения есть? Поняли, что Су тут вообще не при чём?
Если коэффициент полной аэродинамической силы (Су) вообще не при чём, то зачем он тогда вообще нужен?:)

Параметр Су учитывает форму и характер обтекания твердого тела. Тело, которое обтекается воздухом лучше, имеет небольшое значение и создает меньшую аэродинамическую силу. На величину и направление полной аэродинамической силы влияет не только форма, но и положение тела относительно потока.

То есть, на формирование подъемной силы оказывает влияние не только положение тела относительно потока (угол атаки, как вы написали), но и сама форма летательного аппарата... Таким образом, значение Су можно рассматривать как форму аэродинамического совершенства ракеты Х-32 по сравнению с Х-22 для полета на гиперзвуке.
 

Breeze

Военный лётчик
Сообщения
17.919
Адрес
Israel
Если коэффициент полной аэродинамической силы (Су) вообще не при чём, то зачем он тогда вообще нужен?:)
- Он не является показательным для нашего рассматриваемого случая, напомню исходную задачу: ракета Х-32 летит (якобы) в горизонтальном полёте на высоте 40 км.
Параметр Су учитывает форму и характер обтекания твердого тела. Тело, которое обтекается воздухом лучше, имеет небольшое значение и создает меньшую аэродинамическую силу. На величину и направление полной аэродинамической силы влияет не только форма, но и положение тела относительно потока. То есть, на формирование подъемной силы оказывает влияние не только положение тела относительно потока (угол атаки, как вы написали), но и сама форма летательного аппарата... Таким образом, значение Су можно рассматривать как форму аэродинамического совершенства ракеты Х-32 по сравнению с Х-22 для полета на гиперзвуке.
- Тело-то у нас в обоих случаях идентично - ракета Х-22 и Х-32 имеют (по всем ссылкам) подобную геометрическую форму:
1387511558_b117205be656dcfa1fa7539fbaff8ad4.png


Если у Вас есть альтернативная картинка собственно Х-32, отличающаяся от вида Х-22, - буду очень рад её увидеть? Поскольку искал где только можно - и никаких альтернатив. Никакого подобия формам X-51 (5М на высоте 24 км), или X-43A (9.65М на высоте 33.5 км):
boeing-x51-waverider.jpg

image
 

Tigr

Модератор
Команда форума
Сообщения
25.407
Адрес
Саратов
- Тело-то у нас в обоих случаях идентично - ракета Х-22 и Х-32 имеют (по всем ссылкам) подобную геометрическую форму:

Не факт.

Если у Вас есть альтернативная картинка собственно Х-32, отличающаяся от вида Х-22, - буду очень рад её увидеть? Поскольку искал где только можно - и никаких альтернатив.

Это нормально... Потом окажется Surprise - Surprise! :-D

Никакого подобия формам X-51 (5М на высоте 24 км), или X-43A (9.65М на высоте 33.5 км)

Испытания X-51 свернули в 2013 году (привет концепции быстрого глобального удара). Кстати, она на М=5 на высоте 24 км летала в горизонтальном полете?

P.S. Да еще, на гиперзвук можно выйти не только с помощью гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, но и с помощью старого доброго жидкостного реактивного двигателя.
 

Breeze

Военный лётчик
Сообщения
17.919
Адрес
Israel
Не факт.
Это нормально... Потом окажется Surprise - Surprise! :-D
- Ракету разрабатывают уже не первое десятилетие. Какой уж там surprise...
Испытания X-51 свернули в 2013 году (привет концепции быстрого глобального удара).
- Испытали - и свернули.
Кстати, она на М=5 на высоте 24 км летала в горизонтальном полете?
- Разумеется.
P.S. Да еще, на гиперзвук можно выйти не только с помощью гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя, но и с помощью старого доброго жидкостного реактивного двигателя.
- Конечно. На Х-22 (говорят, что и на Х-32 тоже) так и стоят старые добрые ЖРД.
Проблема в том, что жрут они до фига. И чтобы пролететь 1000 км нужно с собой возить две здоровые бочки горючего и окислителя, что для ракеты сравнительно небольшого размера довольно проблематично...
 

Antropolog

Активный участник
Сообщения
3.907
Адрес
СССР-Украина-Россия
Сие предположение было бы верным, если бы Су был константой, а не изменялся в зависимости от скорости, как показано в статье выложенной Antropolog'ом. Поэтому предыдущая оценка потребной для обеспечения горизонтального полета скорости в зависимости только от плотности атмосферы (высоты полета) представляется некорректной, так как с изменением скорости меняется и коэффициент подъемной силы. Причем, как показано в вышеуказанной статье, на гиперзвуке несущую способность формирует форма корпуса летательного аппарата куда более, чем крылья.
Только не давайте читать американцам, китайцам и особенно маааскалям посты Бриза #3006, #3013,#3006, ибо умрут с горя -- десятки лет борьбы за гиперзвук, создание расчетных методов, испытания прототипов, а все оказывается так просто, особенно, если начать с выбрасывания теории подобия, наплевать на форму объекта, перепутать применимость и методы аэродинамики с применимостью гипотезы сплошности в этой самой аэродинамике. Самое главное это разогнать скорость -- остальное сделает автопилот. Я уж не знаю плакать или смеяться от этого Бризовского бреда.:Lol::Cray::Lol::Cray::Lol:. Коэффициент подъемной силы здесь не причем, Карл, коэффициент подъемной силы?!! Боже, это же Нобелевская премия!
 
Последнее редактирование:
  • Like
Реакции: Tigr

Tigr

Модератор
Команда форума
Сообщения
25.407
Адрес
Саратов
Только не давайте читать американцам, китайцам и особенно маааскалям посты Бриза #3006, #3013,#3006, ибо умрут с горя -- десятки лет борьбы за гиперзвук, создание расчетных методов, испытания прототипов, а все оказывается так просто, особенно, если начать с выбрасывания теории подобия, наплевать на форму объекта, перепутать применимость и методы аэродинамики с применимостью гипотезы сплошности в этой самой аэродинамике. Самое главное это разогнать скорость -- остальное сделает автопилот. Я уж не знаю плакать или смеяться от этого Бризовского бреда.:Lol::Cray::Lol::Cray::Lol:. Коэффициент подъемной силы здесь не причем, Карл, коэффициент подъемной силы?!! Боже, это же Нобелевская премия!
А не могли бы вы, камрад, доступно изъяснить, как может обеспечиваться горизонтальный полет на высоте 40 км? И какие при этом будут необходимые скорости?
 
Сверху