кстати - первые разработки гиперзвукового самолета-разгонщика(ГСР) были созданы еще в 1965(!!!!!) году в СССР... очень интересная, почти детективная история... если интересно...
ГСР представлял собой самолет-бесхвостку длиной 38 м с треугольным крылом большой переменной стреловидности по передней кромке типа "двойная дельта" (стреловидность 800 в зоне носового наплыва и передней части и 600 в концевой части крыла) размахом 16, 5 м и площадью 240, 0 м2 с вертикальными стабилизирующими поверхностями - килями (площадью по 18, 5 м2) - на концах крыла. Для увеличения путевой устойчивости плоскости килей наклонены внутрь на 30 по отношению к плоскости симметрии самолета. Крыло набрано сверхтонкими ромбовидными профилями с переменной относительной толщиной от 2, 5% у корня до 3% на конце. Основные геометрические характеристики самолета-разгонщика приведены в таблице.
Управление ГСР осуществлялось с помощью рулей направления на килях, элевонов и посадочных щитков. Для увеличения путевой устойчивости на гиперзвуке в хвостовой части был дополнительно установлен складываемый на взлете (цельноповоротный?) подфюзеляжный гребень. Самолет-разгонщик был оборудован 2-местной герметичной кабиной экипажа с катапультируемыми креслами. Для улучшения обзора "вперед-вниз" (до 140) при посадке носовая часть фюзеляжа перед кабиной пилотов выполнена отклоняемой вниз на 50; впоследствии это конструктивное решение успешно использовалось при создании сверхзвуковых пассажирских самолетов первого поколения (советского Ту-144 и англо-французского "Конкорда") и стратегического ударно-разведывательного самолета Т-4 ("Сотка") разработки ОКБ П. О. Сухого.
Взлетая с разгонной тележки, для посадки ГСР использует трехопорное шасси с носовой стойкой, оборудованной спаренными пневматиками размером 850x250, и выпускаемой в поток в направлении "против полета". Основная стойка оснащена двухколесной тележкой с тандемным расположением колес размером 1300x350 для уменьшения требуемого объема в нише шасси в убранном положении. Колея основных стоек шасси 5, 75 м.
В верхней части ГСР в специальном ложе крепился собственно орбитальный самолет и ракетный ускоритель, носовая и хвостовая части которых закрывались обтекателями.
На ГСР в качестве топлива использовался сжиженный водород, двигательная установка - в виде блока четырех турбореактивных двигателей (ТРД) разработки А. М. Люлька тягой на взлете по 17, 5 т каждый, имеющих общий воздухозаборник и работающих на единое сверхзвуковое сопло внешнего расширения. При пустой массе 36 т ГСР мог принять на борт 16 т жидкого водорода (213 м3), для размещения которого отводилось 260 м3 внутреннего объема.
Особенностью двигателей являлось использование паров водорода для привода турбины, вращающей компрессор ТРД (как вспоминал позднее Г. Е. Лозино-Лозинский, "... альтернативные варианты ГСР прорабатывались с другими видами силовых установок, однако до проекта, достаточно глубоко проработанного, дело так и не дошло"). Испаритель водорода находился на входе компрессора. Таким образом, была успешно решена проблема создания силовой установки без комбинирования ТВРД, ГПРД и ТРД.
"Водородный" ТРД был уникален - наша промышленность ни до, ни после этого ничего похожего не делала (экспериментальные образцы подобных двигателей впоследствии разрабатывались лишь в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) и ни разу не доводились до постройки хотя бы опытного образца).
Техническое задание на его создание получило ОКБ-165 А. М. Люльки (ныне - НТЦ имени А. М. Люльки в составе НПО "Сатурн"). Тому были свои причины. В ОКБ функционировал мощный Перспективный отдел. Его начальником в то время был А. В. Воронцов; в состав отдела входили перспективно-расчетный отдел (начальник Ю. Н. Бычев, в его подчинении находилось около 15 сотрудников) и перспективно-конструкторский отдел (начальник К. В. Кулешов; численность этого отдела была на два-три человека больше).
Двигатель получил индекс АЛ-51 (в это же время в ОКБ-165 разрабатывался ТРДФ третьего поколения АЛ-21Ф, и для нового двигателя индекс выбрали "с запасом", начав с круглого числа "50", тем более что это же число фигурировало в индексе темы).
из ЦИАМа приехал С. М. Шляхтенко (через год он стал начальником института) с неким иностранным журналом (возможно, Flight или Interavia), в котором была опубликована схема "испытанного в США ракетно-турбинного пароводородного двигателя (РТДп)". Судя по небольшой сопроводительной статье, двигатель имел весьма привлекательные характеристики, в т. ч. очень высокий удельный импульс.
Шляхтенко возбужденно потрясал журналом и восклицал: "Смотрите - они уже и сделали, и испытали, и полетит не сегодня-завтра! А мы чем хуже?" Конструкторы приняли вызов.
Первые же проработки показали, что действительно схема очень привлекательная и параметры получаются просто фантастические. На базе вспыхнувшего энтузиазма довольно быстро "нарисовали" Головной том технического проекта, который был подписан в 1966 г. и отправлен в ОКБ-155 Г. Е. Лозино-Лозинскому.
В дальнейшем проект постоянно дорабатывался. Можно сказать, что он находился в состоянии "перманентной разработки": постоянно вылезали какие-то неувязки - и все приходилось "доувязывать". В расчеты вмешивались реалии - существующие конструкционные материалы, технологии, возможности заводов и т. д. В принципе, на любом этапе проектирования двигатель был работоспособен, но не давал тех характеристик, которые хотели получить от него конструкторы. "Дотягивание" шло в течение еще пяти-шести лет, до начала 1970-х, когда работы по проекту "Спираль" были закрыты.
Предельные тяговые характеристики газотурбинного воздушно-реактивного двигателя традиционной схемы диктует температура газа на турбине: если она выше температуры плавления материала лопаток, то турбина просто сгорит. А из предельной температуры газа на турбине естественным образом можно получить предельную скорость полета аппарата с такой двигательной установкой: чем быстрее летишь, тем горячее воздух в воздухозаборнике и перед компрессором.
Перейти на "двигатель комбинированного цикла" (т. е. до определенной скорости он работает как ТРД, а затем газотурбинный тракт закрывается и двигатель переходит на режим "прямоточки") тогда не решились. На первый взгляд такая двигательная установка казалась сложнее, а на тех технологиях была еще и значительно тяжелее. Фактически разработчики планировали создать "обычный" турбокомпрессорный "движок", но только разогнать его до предельных характеристик. "Вылизыванием" идеальных характеристик в данном случае не занимались: экономичность у ТРДФ столь велика по сравнению с ЖРД, что даже если газотурбинный двигатель будет хуже идеала в 2 раза, то он все равно будет все еще впятеро экономичнее ракетного.
При "тогдашних" конструкционных материалах в ТРДФ могли обеспечить нормальное сгорание в камере и разницу температур между воздухозаборником и турбиной в диапазоне скоростей до М=4. В принципе даже сейчас эта граница поднялась не сильно: при использовании самых совершенных технологий - керамики, композитов, охлаждаемых лопаток турбины - ее можно приподнять еще, скажем, до М=5, не больше. Для керосина это предел. Водород же хорош тем, что у него гигантский охлаждающий потенциал, который можно использовать для охлаждения воздуха в воздухозаборнике (во-первых) и лопаток турбины (во-вторых).
В проекте РТДп даже этого не нужно было делать: двигатель отличался от классического турбореактивного тем, что турбина убрана из газовоздушного тракта, ее вращает горячий водород, а она, в свою очередь, приводит во вращение компрессор, который подает воздух в камеру сгорания. При разделенных трактах можно значительно поднять давление в сопле, а следовательно, и экономичность (удельный импульс) двигателя.
Поскольку горячий водород берется из теплообменника (который либо выставлен в воздухозаборник, в горячий поток набегающего воздуха, либо вписан в камеру сгорания), основная проблема РТДп, как представляется, была не в каких-то экзотических конструкционных материалах, а в эффективном теплообменнике. Он должен быть спроектирован так, чтобы не очень загромождать тракт и не создавать больших аэродинамических потерь, но в то же время обеспечивать прогрев водорода. Собственно, исследования в этой области велись и ведутся в ЦИАМе все эти годы, но манящий конструкторов "идеальный" теплообменник пока так и не разработан.
Двигатель для промежуточного варианта ГСР, работающий на керосине, проектировало ОКБ-300 (с 1966 года - Московский машиностроительный завод "Союз"; до 1973 г. его возглавлял С. К. Туманский, а затем О. Н. Фаворский. Ныне предприятие носит наименование АМНТК "Союз").
Это был одноконтурный турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ). Новая разработка получила индекс Р39-300. Работами руководил, скорее всего, Григорий Львович Лифшиц, в то время - первый заместитель генерального конструктора ОКБ-300. Техническое предложение на двигатель было выдано разработчикам "Спирали" (заказчику) в 1966 г.
После закрытия темы "Спираль" работы по данному двигателю в ОКБ-300 продолжения не имели: кроме ГСР "Спирали" ему не было другого применения.
Вторым принципиальным новшеством ГСР являлся инегрированный регулируемый гиперзвуковой воздухозаборник, использующий для сжатия практически всю переднюю часть нижней поверхности крыла и носовую часть фюзеляжа.
Торможение набегающего потока начиналось с расстояния 10, 25 м до воздухозаборника за счет специально спрофилированной нижней поверхности фюзеляжа, наклоненной к потоку под углом атаки 40. На расстоянии 3, 25 м (в продольном направлении) до воздухозаборника нижняя поверхность фюзеляжа увеличивает местный угол атаки на 100 - эту точку можно считать началом горизонтально расположенной поверхности (клина) торможения собственно воздухозаборника. На расстоянии 1, 27 м до нижней "губы" воздухозаборника клин торможения вновь увеличивает угол атаки еще на 100. Нижняя "губа" воздухозаборника расположена на расстоянии 1, 255 м эквидистантно нижней поверхности фюзеляжа.
Преодоление теплового барьера для ГСР обеспечивалось соответствующим подбором конструкционных и теплозащитных материалов.
В ряде поздних публикаций указана возможность разработки в дальнейшей перспективе на базе ГСР "6-махового" пассажирского самолета. Однако аванпроект не упоминает никакого "гражданского" использования ГСР, а для военных целей предусматривалось автономное применение только в качестве дальнего гиперзвукового стратегического самолета-разведчика. ГСР-разведчик в "керосиновом" варианте силовой установки должен был иметь максимальную скорость М=4, 0... 4, 5 и дальность (при М=4, 0) до 6000-7000 км, а использование водородного топлива позволяло достичь максимальных скорости М=6, 0 и дальности 12000 км(с)
PS американцы так и не смогли создать аналогов уникальному фтороводородному советскому двигателю. На 40-м конгрессе Международной астронавтической федерации (FAI), проходившей в 1989 году в Малаге (Испания) представители американского Национального управления по аэронавтике и исследованию космического пространства (NASA) дали самолету-разгонщику высокую оценку, отметив, что он "проектировался в соответствии с современными требованиями".
вот так убиваются хорошие проекты, а вместо них разрабатываются идиотские и пустые...
