Идеи и решения

Называть этот комплекс мощной пушкой не совсем правильно. В современных пушках создается максимальные давления при взрыве пороха, для того, чтобы получить максимальную скорость снаряда при минимальной длине ствола. Максимальная скорость, получаемая в стволе снарядом, приближается к 3 скоростям звука. Это наиболее приемлемая скорость для большинства пушек, но за счет различных дополнительных устройств эта скорость снаряда может быть увеличена почти в два раза. Естественно, ускорения, развиваемые снарядом на таком коротком разгонном пути, огромны. Для запуска ракет в космос пушки совершенно непригодны.

Предлагаемый стартовый комплекс имеет строгое ограничение для ускорения, развиваемого снарядом в стволе комплекса. Для запуска космонавтов оно не должно превышать восьмикратной перегрузки. А для беспилотных запусков эту перегрузку можно увеличить в два раза. В связи с этими ограничениями длина ствола должна составлять не менее 1500 метров. Но и при этой длине ствола можно получить скорость вылета снаряда не более двух скоростей звука. Для получения трех скоростей звука длину ствола необходимо увеличить в несколько раз, либо увеличивать ускорение снаряда. При этом желательно удалить как можно дальше от поверхности Земли вылет снаряда из ствола пушки. Увеличивать длину ствола над поверхностью Земли до полутора и более километров слишком дорого. Такое грандиозное строительство потребует создание мощного фундамента.

Для этих целей можно использовать рельеф местности. В сейсмически неопасной зоне на плоскогорье высотой в два и более километра над уровнем моря можно построить трубу высотой в 1,5-2 километра. Это позволит снизить ударную волну от вылетающего со сверхзвуковой скоростью снаряда. Ствол стартовой установки опустится ниже мощного фундамента до глубины, равной или ниже уровня моря. Именно на этой глубине будет располагаться стартовый комплекс. Снаряд, разгоняемый в стволе комплекса, является поршнем, как в  тепловой машине, которая только напоминает пушку. Возникающие усилия здесь на несколько порядков ниже, чем в обычной пушке. Это значительно повысит срок службы стволовой части.

На фиг.1 изображен стартовый комплекс мощной пушки (атомная станция и криогенное оборудование не показаны):

1 – скальная порода плоскогорья, 2 – железобетонный фундамент, 3 – жесткий каркас ствола пушки.

4 – ствол мощной пушки, 5 – жерло пушки, 6 – глушитель, 7 – сборочные цеха, 8 – собранные снаряды и установленные на автоматическом конвейере для подачи в ствол.

9 – установленный снаряд в ствол пушки через шахту снизу ствола (шахта не показана), 10 – баллоны со сжатым кислородом, установленные вокруг ствола пушки.

11 – баллоны со сжатым водородом, установленные между кислородными баллонами, 12 – камеры сгорания с дозвуковыми соплами, 13 – камеры сгорания, работающие от жидкого водорода и жидкого кислорода.

14 – сверхзвуковые сопла Лаваля, разгоняющие пар вверх по стволу со сверхзвуковой скоростью, 15 – замок, закрывающий ствол пушки (механизм закрытия не показан), 16 – вылетающий снаряд из ствола пушки.

Идеальным топливом для космических ракет является жидкий водород и жидкий кислород. Эти компоненты топлива очень удобно подавать в камеры сгорания, но они очень дорогие. Для обслуживания стартового комплекса жидким водородом и жидким кислородом необходимо иметь атомную электростанцию, где попутно с электроэнергией можно получать компоненты топлива разложением воды при высокой температуре. Необходимы также мощные криогенные установки для сжижения водорода и кислорода. Эти компоненты должны храниться в огромных криогенных емкостях. Все перечисленное оборудование имеется на стартовых комплексах баллистических ракет. Необходим также определенный запас воды в водоеме, который постоянно должен пополняться из реки.

Ракета несет в себе все это топливо и разгоняется вместе с ним, а в описываемом стартовом комплексе компоненты топлива остаются неподвижными. Любой тепловой двигатель предварительно сжимает воздух, а затем в нем происходит сгорание топлива и выделение энергии. В паровых двигателях в котле испаряется вода для получения пара высокого давления. В предлагаемом стартовом комплексе нет необходимости в жидком водороде и жидком кислороде. Полученные продукты распада воды после атомного реактора достаточно охладить и сжать до высоких давлений в компрессорных установках. Этот сжатый водород и кислород хранится в баллонах в непосредственной близости от стартовой установки. Давление в баллонах должно быть выше, чем давление, возникающее в стволе пусковой установки.

Отпадает необходимость в криогенной технике и криогенных сосудах. Это обстоятельство значительно удешевит полет каждого снаряда, сократит технологическое время получения нужного для запуска топлива и окислителя, а от этого зависит скорость стрельбы, то есть количество осуществляемых запусков в единицу времени. Но взамен криогенной техники необходимо установить мощные компрессоры высокого давления и с большой производительностью, а также сосуды высокого давления. Естественно, чем выше скорость вылета снаряда из ствола пушки, тем экономичнее полет, но для сохранения постоянного нужного ускорения при разгоне необходимо удлинять ствол пушки. Это значительно увеличивает стоимость стартового комплекса.

Для эффективной работы стартового комплекса необходимо спроектировать специальные камеры сгорания. Туда под давлением из емкостей подается водород и кислород. Происходит реакция горения, а не взрыва, как в пушках. Температура горения достигает 2500 градусов Цельсия. Для снижения этой температуры через форсунки в камеру сгорания впрыскивается вода, которая мгновенно испаряется, охлаждая при этом стенки жаровой трубы. Объем пара – значительно больше, чем воды, поэтому происходит резкое увеличение объема сгоревшей смеси. Стремительное расширение пара выталкивает снаряд из ствола пушки, а испарившаяся вода снижает температуру образовавшейся парогазовой смеси до заданных пределов.

На всем протяжении разгонного участка труба имеет эффективное охлаждение за счет водяной рубашки. Выделяемая энергия паром в стенки ствола пушки, отводится в окружающий воздух радиаторами, через которые циркулирует охлаждающая вода. Часть воды просачивается на внутренние стенки ствола пушки, за счет чего осуществляется эффективная смазка, уменьшающая трение снаряда о ствол пушки почти до нуля. За счет горячего пара эта вода так же будет испаряться, создавая увеличенный объем пара. Часть пара необходимо выпускать между стенками ствола пушки и снарядом. Этот пар будет обгонять снаряд, проталкивая из ствола воздух, что значительно уменьшит сопротивление воздуха движущемуся снаряду.

По сути дела это тепловой двигатель с бинарным циклом. В авиационных двигателях для горения используется только одна четвертая часть поступившего в камеру сгорания кислорода. Остальной, сжатый компрессором воздух, в горении не участвует. Он используется для снижения температуры газа перед турбиной. В предлагаемом тепловом цикле происходит полное горение кислорода и водорода, как и в жидкостных ракетах. А расширение пара происходит в камерах сгорания, аналогично паровой турбине. По мере разгона снаряда сопротивление воздуха будет нарастать, поэтому необходимо постепенно наращивать давление в камерах сгорания. В подземной части ствола камеры сгорания можно установить на разных высотах. Они автоматически вступают в работу после прохождения снарядом данной высоты.

Такое расположение камер сгорания позволит разгрузить от тепловой нагрузки нижние камеры сгорания и снизить скорость распространения потоков пара по стволу во время запуска снаряда. Ступенчатое расположение камер сгорание позволит разместить в непосредственной близости от камер сгорания максимальное количество баллонов высокого давления с водородом и кислородом. Ведь для того, чтобы разогнать снаряд в стволе пушки до двух скоростей звука требуется огромная мощность теплового двигателя. В замкнутом цилиндре эта мощность выделяется и преобразовывается в полезную работу с более высоким коэффициентом полезного действия, чем выделение энергии в свободное пространство из двигателей ракеты.

Для увеличения экономичности тепловой пушки верхние камеры сгорания можно выполнять в виде сопел, направленных вверх. Из них пар должен вытекать с огромной скоростью вверх, догоняя снаряд и толкая его кинетической энергией пара. В таком случает при вылете снаряда из ствола пушки давление в нем понижается до атмосферного, может даже возникать некоторое расширение.  Пар полностью расширяется, выделяя всю свою энергию в разгоняемый снаряд. Для разгона пара в верхних камерах сгорания должно создаваться максимальное давление. Этого можно достичь подачей в камеры сгорания жидкого водорода и жидкого кислорода, а также воды под большим давлением. Значит, без криогенной техники в столь мощной установке не обойтись, но в этом случае необходимый расход жидкого водорода и жидкого водорода уменьшается в десятки раз.

Допустим, что диаметр снаряда приблизительно равен двум метрам, значит площадь, на которую давят газы и пар равна немногим более трех квадратных метров, а вес снаряда составляет сто тонн. При 16 кратном ускорении давление на снаряд должно составлять 1600 тонн (это всего лишь в шестнадцать раз больше, чем тяга четырех двигателей самолета ТУ-160). Один воздушно реактивный двигатель создает тягу 25 тонн в режиме работы с форсированными двигателями. Для создания такой силы тяги необходимо давление в цилиндре немногим более пятидесяти килограмм на сантиметр квадратный. По мере разгона аппарата это давление несколько повысится. В баллонах давление должно быть еще выше, чтобы преодолеть сопротивление по тракту, а также должно учитываться падение давления в баллонах при его расходе.

Большую часть объема ствола пушки после вылета снаряда будут занимать пары воды, которые образовались из впрыскиваемой в камеры сгорания воды, и меньшая часть паров воды, которые образовались от энергии сгоревших компонентов топлива. Эти нагретые пары воды будут подниматься вверх по трубе, создавая в ней некоторое разряжение. В связи с этим следующий запуск произойдет с меньшими потерями на трение с парами воды, обладающими смазывающим свойством. Верхняя часть трубы состоит из расширяющейся сферы, которая является глушителем. Отраженный скачок уплотнения от поверхности сферы будет направлен вверх. Он расширит конус скачка уплотнения, распространяющегося от снаряда, что значительно снизит уровень шума на поверхности земли.

Выпуская снаряды через малые промежутки времени, можно доставить в космос огромное количество необходимых грузов. Повышается надежность каждого полета, потому что стартующая масса значительно ниже, чем при старте космического корабля. Особенно удобно запускать таким способом на орбиту спутники связи и любые другие спутники. Можно также запускать отдельные блоки кораблей, а на орбите производить их сборку. Затем эти корабли стартуют с орбиты Земли к Луне, Марсу, Венере и другим планетам солнечной системы. Таким же способом можно собирать очень мощные корабли, отправляющиеся в путешествие к звездам.

 Н.Т.Бобоед

  г. Жодино

В еще советском журнале “Техника молодежи” N1 за 1967г. был опубликован очерк инженера С. Житомирского под названием “На пороге космоса. Ракета в стволе пневматической пушки”. В этом очерке предлагается опускать ракету в шахту глубиной в пятьсот метров. За счет энергии сжатого воздуха, хранящегося в огромном резервуаре, ракета разгоняется до скорости звука и вылетает из шахты. Максимальное ускорение в этом разгоне достигает двадцатикратного ускорения свободного падения на поверхности земли. Эта пневматическая пушка предназначена для запуска полезных грузов на космическую орбиту, но для космонавтов она непригодна. Максимальное давление в стволе пушки при запуске ракеты всего сорок атмосфер. Ракета, вылетевшая из ствола, разгоняется первой ступенью за счет ПВРД. По мнению автора, использование в качестве окислителя воздуха, черпаемого из атмосферы, позволит уменьшить стартовую массу ракеты на сорок процентов.

 

Прошло почти полвека с тех времен, почему же до их пор не используется столь прекрасная идея пневматической пушки? Причин здесь несколько. Применять пневматическую пушку с точки зрения экономичного полета очень невыгодно. Воздух необходимо сжимать мощными компрессорами, а на этот процесс затрачивается огромная мощность. Гораздо экономичнее использовать этот воздух для создания в стволе пушки пара высокого давления. Подобные разгонные устройства успешно применяются в качестве катапульты на авианосцах. Палубный самолет разгоняется на участке в сто метров до скорости, приближающейся к 350 километров в час. Этого вполне достаточно для взлета самолета на такой короткой взлетной полосе. Самолет массой в десятки тонн разгоняется давлением пара, который давит на поршень, движущийся в цилиндре.

Для тяжелых грузов этот стартовый комплекс совершенно не предназначен. Дело в том, что все типы воздушно-реактивных двигателей черпают воздух из разреженной атмосферы. Плотность воздуха слишком мала, чтобы получить достаточную удельную тягу для разгона корабля массой 300 тонн (так указано в очерке – авт.). Удельная тяга ЖРД примерно в 100 раз больше, чем у ВРД. Там кислород в баках находится в жидком состоянии, а его плотность намного превосходит плотность воздуха в атмосфере. Это, пожалуй, основная трудность, которую необходимо преодолеть при создании подобных аппаратов. С помощью воздушно-реактивных двигателей можно запускать грузы в космос, но это должны быть крупногабаритные изделия, обладающие небольшим весом. Например, пустые блоки космических станций, или отсек с космонавтами, где большую часть объема занимает воздух.

На высоких скоростях полета, приближающихся к 20 скоростям звука, камера сгорания прямоточного двигателя должна быть слишком длинной, чтобы топливо успело сгореть в ней. Хотя конструкция ГПВРД очень простая, большая его длина увеличивает вес и габариты всей системы. Для доставки тяжелых грузов на орбиту земли необходимо применять в качестве первой разгонной ступени пороховые ускорители. Эти ступени на невысоких скоростях полета совсем мало уступают ЖРД. К тому же они просты по устройству и могут длительно храниться без применения криогенной техники. Они в два раза дешевле, чем ЖРД, поэтому успешно применяются в качестве разгонных ступеней на современных ракетах. Более того, пороховые ускорители могут содержать в себе большую часть массы всей ракеты.

На фиг.1 изображен реактивный гиперзвуковой снаряд, находящийся в стволе пушки. Пунктирными линиями 9 показано входное устройство, которое раскрывается после прекращения работы твердотопливного ускорителя.

На фиг.2 показан снаряд, летящий на тяге прямоточного двигателя со сверхзвуковым горением топлива.

1 – полезная нагрузка гиперзвукового реактивного снаряда.

2 – топливные баки с горючим и окислителем, в нижней части отсека расположены реактивные двигатели.

3 – створки, перекрывающие входное устройство комбинированного двигателя.

5 – твердотопливный ускоритель.

6 – топливный бак  воздушно-реактивного двигателя.

7 – створки для переключения с одного режима работы двигателя на другой.

8 – герметичная крышка, закрывающая воздушно-реактивный двигатель и твердотопливный ускоритель. При выходе снаряда из ствола эта крышка сбрасывается на землю.

9 – створки входного устройства, раскрывающиеся после окончания работы твердотопливного ускорителя.

10 – створки входного устройства, раскрытые на максимальную величину при полете снаряда в разреженных слоях атмосферы.

11 – входное устройство, образованное створками при сверхзвуковом горении топлива в плотных слоях атмосферы.

12 – сверхзвуковое сопло твердотопливного ускорителя.

14 – положение створок сопла при сверхзвуковом горении топлива.

15 – входное устройство, образованное створками при сверхзвуковом горении топлива в разреженной атмосфере.

16 – отсек для парашютов.

17 – камера сверхзвукового горения топлива.

18 – расширяющееся сопло при сверхзвуковом горении топлива.

В предлагаемом варианте снаряд разгоняется воздушно-реактивным двигателем только на сверхзвуковом режиме горения. Этот режим наступает при скорости в 7-8 чисел М. Для того, чтобы пороховой ускоритель не получился чрезмерно большим, снаряд в стволе пушки желательно разгонять до 3-6 чисел М. Это примерно 1-2 километра в секунду. При такой скорости вылета снаряда из ствола пушки возникает взрывная волна огромной силы. Если ствол пушки поднять на высоту в 10-11 километров, то взрывная волна будет не опасна для человека. Сооружать такую высокую башню слишком дорого, достаточно будет высоты при современном уровне техники 4 километра. Еще на 2 километра можно опуститься под землю.

В итоге получается разгонный участок в шесть километров. Для запуска космонавтов скорость вылета снаряда из ствола пушки необходимо ограничить 3 М. Для грузовых запусков скорость вылета  может быть повышена в 1,5-2 раза. Для разгона снаряда необходима огромная мощность пара, которую нужно создать при выстреле пушки. Это обеспечивается за счет бинарного термодинамического цикла, описанного в предыдущей статье. Снаряд вылетает из пушки, но его скорости недостаточно для работы воздушно-реактивного двигателя, поэтому снаряд продолжает разгон за счет твердотопливного ускорителя. После того, как полностью отработает твердотопливный ускоритель, снаряд получит нужную скорость полета и раскроются створки прямоточного двигателя.

На определенной высоте снаряд движется за счет окислителя, черпаемого из атмосферы. Полет проходит почти горизонтально с плавным набором высоты. После того, как отработал твердотопливный ускоритель, масса ракеты значительно уменьшилась, поэтому достаточно тяги, создаваемой воздушно реактивным двигателем. Твердотопливный ускоритель занимает весь внутренний пустой объем воздушно-реактивного двигателя. Такая компоновка позволяет уменьшить до минимума габариты снаряда и получить хорошую динамику в полете. За счет воздушно-реактивного двигателя снаряд увеличивает свою скорость почти на 10 М, а это более 3 километров в секунду. Набрав большую высоту, снаряд попадает в очень разреженные слои атмосферы, поэтому створки заборного устройства раскрываются на максимальную величину.

При скорости в 18 М топливо не успевает сгорать в сверхзвуковой камере сгорания, поэтому воздушно-реактивный двигатель прекращает работу и отсоединяется от снаряда. Раскрываются парашюты, за счет которых двигатель плавно приземляется в заданном районе, а снаряд за счет включения ЖРД разгоняется еще примерно на 2 километра в секунду и с первой космической скоростью выходит на орбиту. Дальнейшее движение снаряда зависит от той орбиты, куда необходимо доставить груз. Стоимость доставляемого на орбиту груза снизится более чем в два раза, но строительство пушки значительно дороже современных стартовых комплексов. За счет скорострельности стрельбы и большого количества запусков комплекс окупится всего за несколько лет.

Н.Т.Бобоед

г. Жодино

В ряде производств необходимы технологические процессы термообработки (нагрев, сушка, обжиг, плавление, дегазация, дегидратация) опилок, зерна, торфа, песка, пластмасс, снега, различных химических соединений, при этом получается готовый конечный или промежуточный продукт для дальнейшего оформления в коммерческий товар. Известные многочисленные аппараты аналогичного назначения, использующие конвекционные, лучистые, контактные принципы передачи теплоты объекту воздействия, требуют дальнейшего совершенствования с целью снижения капитальных и текущих затрат без ухудшения качества продукта (новые оригинальные конструкции, повышение коэффициента полезного действия, надёжности функционирования, возможность работы с различными энергоисточниками, транспортабельность, ремонтируемость, удобство эксплуатации). Главная физическая особенность предлагаемой конструкции – сочетание конвективного обдувания горячим газовым потоком и контактного нагрева перемещаемого материала горячей поверхностью, при этом охлаждённый материалом участок поверхности вновь нагревается при периодическом его раскрытии (подобие регенерации теплоты). Для высокотемпературных технологий усиливается радиационный теплообмен между, например, факелом и греющей поверхностью.

Корпус 1 (см. схему устройства) представляет собой цилиндр с широким дном, на боковой стенке которого закреплён нижний конус 2 вершиной вниз, оформленной отверстием 3. Оно не касается дна корпуса 1, образуется зазор между линией отверстия 3 и дном. Верхний конус 4 закреплён на опоре 5, имеющей боковые отверстия и опирающейся, в свою очередь, на линию – окружность отверстия 3. Между конусами 2 и 4 по окружности их оснований имеется зазор. По верхним поверхностям конусов 2 и 4 расположены по два на конус радиусы 6, это стержни, на которых смонтированы скребки 7, они имеют люфт для хода вверх/вниз. Количество, расположение, размеры, угол установки их, а также конусность конкретизируются при проектировании.

В журнале «Красивый бизнес», можно найти такую привлекательную вакансию, как менеджер салона красоты, а также многие другие.

Верхние радиусы 6 жёстко закреплены на оси 8, которая связана с электродвигателем 9 с редуктором. Ось 8 шкивом соединена с питателем 10 лопастного типа, играющего роль шлюза. Над питателем 10 установлен бункер 11 для сырья, которое загружается в него внешними механизмами.

Над верхней частью корпуса 1 смонтирован вентилятор 12, всасывающий короб которого подсоединён к полости корпуса 1.

Топка 13 (или газоход от источника горячих газов, например, в виде продуктов сгорания любого топлива) с регулирующими элементами находится сбоку или снизу корпуса 1.

Выгружатель 14 по конструкции и принципу действия аналогичен питателю 10, связан с поверхностью нижнего конуса 2 сбросным каналом 15. Обрабатываемый материал ( на схеме обозначен точечным массивом) из бункера 11 питателем 10, лопасти которого вращаются шкивом от оси 8, подаётся на вершину верхнего конуса 4 и скребками 7 распределяется концентрическими полукругами по конусу 4. Радиусы 6 обходят поверхность конуса 4, скребки 7 постепенно сталкивают материал на нижний конус 2, где аналогично сдвигается к сбросному каналу 15 на выгружатель 14. Скребки противоположных радиусов сметают следы предыдущего поворота, освобождая место для новой порции материала.

Горячие газы (стрелки на схеме) из топки 13 омывают снизу нижний конус 2, входят в отверстие 3, через отверстия в опоре 5 выходят в пространство между конусами 2 и 4 и над конусом 4, обдувая кольцевые валики материала, и вентилятором 12 выбрасываются в атмосферу (или утилизируются другим устройством). Вентилятор 12 создаёт разрежение в корпусе 1, поэтому необходимы шлюзовые характеристики питателя 10 и выгружателя 14. Это улучшает эксплуатацию устройства.

Двигатель 9 осью 8 обеспечивает продвижение материала по всему тракту. Малое количество двигателей (привод вентилятора и перемещение материала — 2 шт) снижает энергопотребление и облегчает управление.

B.C. Северянин,

 доктор технических наук, профессор Брестского государственного

технического университета