ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ УСКОРИТЕЛЬ ТВЕРДЫХ ТЕЛ

Устройство предназначено для разгона твердых тел (снарядов), до высоких, более 1 км/с скоростей, что важно для исследования термодинамических свойств материалов при высоких давлениях, для запуска малогабаритных спутников, для моделирования входа летательных аппаратов в плотные слои атмосферы, для имитации потока метеоритов и др.
Традиционный способ разгона снарядов с помощью орудия, работающей на бездымном порохе, имеет верхний предел скорости менее 2 км/с. Это связано как с ограниченной энергоемкостью пороха, так и с высокой молекулярной массой пороховых газов. Кроме того, любые способы увеличения порохового заряда, включая многокамерный принцип (Lyman A.S. Improvement in accelerating-guns/US Patent 200740) не позволяют работать орудию в оптимальном режиме, так как избыток поступающих газов не дает возможности работать орудию в режиме адиабатического расширения, а работа орудия в докритическом режиме снижает этот предел до 1 км/с.
Эти ограничения преодолены у так называемых легкогазовых пушках, где работу совершает легкий газ (обычно водород, реже дорогой гелий), а энергия в него закачивается извне, с помощью порохового поршня, взрыва или нагрева (W.D. Crozier and William Hume, ″High-Velocity, Light-Gas Gun,″ Journal of Applied Physics, Vol. 28, August 1957, pp. 892-894.) Таким способом относительно легко удается добиться скоростей до 11 км/с для объектов весом в несколько грамм, но при этом технически легкогазовые пушки очень сложны, должны использовать раскаленный до высокой температуры водород при высоком давлении. Вот например параметры проекта запуска небольших двухступенчатых спутников компании Quicklaunch (http://quicklaunchinc.com):
вес снаряда 450-680 кг
вес защитной оболочки и углеродного пластика 230 кг
вес ракетного двигателя 220 кг
вес выводимого груза 110 кг
скорость снаряда 7-8 км/с
начальное ускорение 2500 g
среднее давление газа 350 атм
длина ствола орудия 1500 м
внутренний диаметр ствола орудия 0,6 м
оценочная цена 1250$ за килограмм выводимого груза
оценочная стоимость проекта 500 млн $
габариты собственно камеры со сжатым водородом:
вес 8 000 тон
объем 20 000 куб. м.
начальное давление водорода 700 атм
начальная температура водорода 1500 К
(12th AIAA/USU Conference on Small Satellites. 1. The Feasibility of Launching Small Satellites with a Light Gas Gun. H. Gilreath, A. Driesman).
Работа с таким опасным газом крайне проблематична из-за его горючести, взрывоопасности и плохой совместимости с металлами в таких экстремальных условиях. Кроме того, дополнительную сложность вызывает:
наличие двух мембран, одна из которых (выпускная) должна выдерживать высокое давление, а другая очень быстро отсекать водород от вылетающего из орудия снаряда.
необходимость размещать вдоль ствола десятки дополнительных инжекторов водорода, чтобы избежать энергетических потерь на разгон газа. Это создает нежелательные сильные вибрации как для самого снаряда, так и для орудия.
Нужно отметить, что в этих устройствах есть два недостатка, связанных с неравномерностью распределения давления вдоль ствола. Первый это экстремальный режим работы устройств в начале ускорения (большие температура и давление), что приводит к их ускоренному износу при постоянной эксплуатации, а второй сильная неравномерность ускорения снаряда, что может быть неудобным при запуске аппаратов, содержащих сложные оборудование и электронику. Также, в этих устройствах значительная часть энергии топлива непродуктивно расходуется на разгон самих газов.
Одним из близких по своим признакам к предложенному способу является так называемый Scram Cannon (Charles Ε. Kepler, Raymond L. Deblois, Louis J. Spadaccini, Wake stabilized supersonic combustion ram cannon. / US Patent 4726279), называемые так же Ram Accelerator (Edward B. Fisher, Ram accelerator / US Patent 5121670). Здесь снаряд ускоряется за счет реактивной тяги прямоточного реактивного двигателя (scramjet), образованного стенками орудия и поверхностью самого снаряда, а газообразное топливо, смесь окислителя и восстановителя, распределено в трубе. Топливо поступает в камеру сгорания в направлении, противоположном движению снаряда.
Аналогичный вышеупомянутому проект запуска малогабаритных спутников с помощью Ram Accelerator компании The Ballistic Flight Group (http://www.tbfg.org) предполагает более мягкие режимы работы, имеет следующие характеристики:
вес снаряда 300 кг
скорость снаряда 8 км/с. После прохождения атмосферы снаряд теряет скорость до 6 км/с.
среднее ускорение 2000 g
давление газовой смеси 50 атм
давление в камере сгорания 2000 атм
длина ствола орудия 1400 м
внутренний диаметр ствола орудия 0,5 м
оценочная стоимость проекта 50 млн $
Однако, особенности режима горения газовой смеси влекут за собой следующие проблемы:
Устройство может работать только при скорости снаряда большей скорости звука газовой среды, порядка 1 км/с
Необходимость изменения состава газовой смеси при увеличении скорости движения снаряда ведет к усложнению конструкции ускорителя, которая в проекте состоит из секций, разделенных мембраной
Работа ускорителя ведет к генерацию сильных акустических колебаний с частотой 2-10 килогерц и амплитудой 250 атм.
Также, наличие в стволе ускорителя сжатого газа ведет к сильному аэродинамическому разогреву зоны движения снаряда, который резко увеличивается при увеличении его скорости. (С. Knowlen, В. Joseph, А.Р. Bruckner, Ram Accelerator as an Impulsive Space Launcher / International Space Development Conference, May 25-28, 2007, Dallas TX).
Нужно отметить, что общим недостатком всех вышеперечисленных способов ускорения является трение снаряда о поверхность орудия, что на больших скоростях приводит к его эрозии и энергетическим потерям.
Наиболее близким по своим признакам к предложенному способу является так называемый Blast wave accelerator, ударно-волновой ускоритель (детонационная пушка). В таком ускорителе топливо, взрывчатое вещество, распределено в стволе орудия в виде колец (Werner К. Kern, Tallahassee, and Fay Ε. Null, Explosive linear acceleration. / US Patent 3031933) или непрерывного слоя (Charles A. Rodenberger, Propellant ligned high velocity accelerator. / US Patent 3411403). Детонация топлива здесь инициируется прохождением снаряда, который ускоряется под действием ударной волны, действующей на его дно. Одной из проблем таких ускорителей является высокая скорость детонации, что делает невозможным использование непрерывного слоя конденсированного топлива. Поэтому, обычно рассматриваются проекты, где в стволе орудия расположено топливо в виде сегментов, обычно колец, которые могут подрываться трением (Abraham L. Korr, Evan Harris Walker, Muzzle attachment for accelerating a projectle. / US Patent 3880044) или электродетонаторами (George T. Pinson, Controlled explosive, hypervelocity self-contained round for a large caliber gun. / US Patent 5016537), которые срабатывают непосредственно над конусообразным дном снаряда. В первом случае детонация начинается непосредственно на корпусе снаряда, что ведет к его деформации, во втором требуется сложная система электродетонаторов, управляемых прецезионными датчиками слежения. В любом случае, детонация приводит также к деформации поверхности ствола. Поэтому, приходится заключать топливо в специальную оболочку, например из пенопласта, остатки которого надо каждый раз удалять из трубы ускорителя. С другой стороны, сегментация топлива приводит к тому, что на сам снаряд действует серия ударных волн, что исключает применение на его борту сложного оборудования. Все вышеперечисленные проблемы не позволили создать на данный момент многоразовый ускоритель такого типа (Eric W. Davis, Advanced Propulsion Study. / Special Report of AIR FORCE RESEARCH LABORATORY, September 2004).
В основу полезной модели поставлена задача создания ускорителя, способного разогнать снаряд со скоростью намного большей, чем скорость ускоряющих его газов, и работа которого исключает такие экстремальные режимы работы, как неравномерное ускорение, всплеск температуры и давления в начале разгона, и исключает при горении топлива такие вредные явления, как пульсация и детонация.
Для решения поставленной задачи горение топлива инициируется движением снаряда и происходит без детонации, в отличие от ударно-волнового ускорителя.
При этом, продукты горения давят на наклонные, клиновидные или конусообразные элементы дна снаряда ортогонально направлению его движения.
Это прием позволяет решить главные проблемы ранее рассмотренных устройств: зависимость конечной скорости снаряда от максимальной скорости распространения продуктов сгорания и от скорости горения топлива. Для того, чтобы понять как это работает, рассмотрим движение элемента дна снаряда, прямоугольного клина 1 с основанием D и высотой оси H (Фиг. 1) Здесь степень свободы передвижения зафиксирована стенкой 2, вдоль которой скользит клин. На поверхность клина падающий или сжатый газ оказывает давление. Соответствующий вектор силы F, действующий на элемент поверхности, может быть разложен на два, один из которых F1 направлен на стенку, а второй F2 вдоль направления движения. Первый компенсируется силой упругости стенки, а второй приводит к ускорению клина. Если принять скорость падающего газа как V1, то легко заметить, что ускорение клина будет происходить до тех пор, пока его скорость V2 не достигнет значения V2=V1(H/D). То есть, если значение (H/D)>>1, то взаимодействие будет происходить при скорости клина V2 намного больше, чем скорость газа V1. Например, если (H/D)=10, а скорость падения газа, образующегося при сгорании топлива будет равна 1 км/с, то клин имеет возможность ускоряться до скорости 10 км/с. То есть, предел достигаемой скорости определяется углом клина а, где отношение (H/D) его котангенс.
Решение поставленной задачи достигается следующими приемами:
На внутренней поверхности трубы 3 произвольного профиля и постоянного сечения располагается твердое топливо 4. Камера сгорания образована поверхностью топлива и поверхностью дна снаряда 5, которые образуют острый угол таким образом, что расстояние между ними в плоскости поперечного сечения трубы увеличивается в направлении, противоположном движению снаряда (Фиг. 2, вид сверху). Профиль трубы может быть круглым 6 (дно снаряда конусообразное 7), прямоугольным 8 (дно снаряда клиновидное 9), или другим, и не обязательно замкнутым. (Фиг. 3 вид в профиль). Дно снаряда может быть более сложной формы.
Твердое топливо, унитарное или смешанное, содержит восстановитель и/или окислитель (второй компонент, окислитель или восстановитель, при необходимости, может содержаться в трубе в газовой фазе для полноты сгорания). Оно распределяется на внутренней поверхности трубы равномерно или по некоторому алгоритму вдоль ее длины, не обязательно сплошь и непрерывно. Состав и структура топлива могут быть переменными величинами. Топливо может быть распределено в виде непрерывного слоя постоянной или переменной толщины. Топливо содержит каналы горения, по которым горячий газ может проникать из камеры сгорания, что обеспечивает его быстрое воспламенение и сгорание по всей его толщине. Это принципиальное отличие, которое позволяет использовать топлива, которым не нужна детонация.
Это могут быть пороха, или даже просто горючие материалы, если окислитель (например, воздух или кислород), находятся в трубе ускорителя.
Самым простым с технической точки зрения представляется использование спресованного тонковолокнистого материала (например, пироксилиновая вата), который размещается на поверхности трубы разными способами, например в виде сплошного слоя. (Фиг. 2). При этом решается общая проблема всех стволовых систем ускорения. Слой топлива и продукты его горения на поверхности трубы предохраняет ее от эрозии. Слой топлива также участвует в обтюрации снаряда, хотя на скоростях, больших скорости распространения продуктов горения это не актуально. Из сгорающего монолитного материала похожей природы (например нитроцеллюлозный пластик) могут быть сделаны:
бронировка заряда топлива, которая скрепляет его со стволом,
направляющие, которые поддерживают снаряд в канале ствола,
кольцевые обтюраторы, которые размещены вдоль ствола через определенные промежутки.
Сам заряд топлива может быть выполнен в виде цилиндрических сегментов, которые вкладываются последовательно друг за другом в ствол ускорителя.
В случае размещения твердого топлива на поверхности в виде слоя толщиной L время его сгорания t определяется как
t=L/V3,
где V3 скорость его горения. Поверхность фронта горения практически параллельна поверхности трубы. Топливо должно успеть сгореть за время прохождения снарядом длиной H зоны горения со скоростью V2 (скорость движения снаряда):
t=H/V2
Отсюда выводится соотношение:
V3/V2=L/H
Это означает, что распределяя топливо тонким слоем, где L<<Н, скорость движения снаряда может быть на намного больше скорости сгорания топлива, что дает еще одно преимущество такому способу ГД ускорения. А именно, дает возможность снаряду управлять горением топлива, в отличие от детонационных пушек.
Горение топлива, обычное или дефлаграционное, организовано таким способом, что продукты горения идут от поверхности топлива (трубы) по направлению вдоль ее нормали. Фронт горения топлива почти параллелен поверхности трубы (Фиг. 2), что обеспечивает нужное направление поступление продуктов горения. Можно отметить, что здесь возможны следующие режимы работы. При обычном горении топлива давление газа в камере сгорания остается практически постоянным за все время работы ускорителя (режим 1). В данном случае при увеличении скорости снаряда пропорционально увеличивается и скорость поступления продуктов горения. При этом, давление газа на дно снаряда будет определяться средне-кинетической скоростью молекул газа. Она определяет предельную скорость истечения газа на дно снаряда. При быстром сгорании топлива в самом начале камеры сгорания, или до нее, адиабатическое расширение продуктов горения будет происходить уже в камере сгорания, как это происходит в сопле Лаваля (режим 2). При дефлаграционном горении продукты горения ускоряются до предельно возможных скоростей в результате адиабатического расширения (режим 3). Предварительные расчеты показывают, что режимы 2 и 3 примерно в 2-4 раза эффективней по затратам топлива на разгон снаряда. Однако, при этом в зоне прохождения снаряда будут наблюдаться сильные перепады температуры и давления, что конечно менее благоприятно для износостойкости ускорителя. Тем не менее, сам снаряд и при этих режимах работы не испытывает резких перепадов ускорения, толчков и пульсаций давления.
Горение топлива инициируется при соприкосновении с движущимся снарядом:
с помощью термомеханического нагрева при трении снаряда на высокой скорости о поверхность топлива,
с помощью трибохимического инициатора горения, например комбинации хлората калия и фосфора, нанесенной в виде смеси на поверхность топлива, или используемой порознь по схеме «спичка+спичечный коробок»
с помощью электрической искры от специального генератора высокого напряжения на борту снаряда,
с помощью ударной волны, образующейся при соприкосновении снаряда на высокой скорости с топливом,
с помощью адиабатического нагрева остатков газа или воздуха в трубе при сжатии в результате лобового сопротивления,
с помощью источника пламени на борту снаряда.
Последний метод был описан ранее. Источник пламени может представлять собой специальную камеру снаряда 12, в которой аккумулируется раскаленный газ высокого давления, как это предложено в схеме газостатического центрирования снаряда
(Е.М. Macks. Fluid supported device / US Patent 3001609), или которая содержит пороховой газогенератор (Мамаев О.А., Эдигаров В.Р., Болштянский А.П. Снаряд с газовым подвесом. / Патент РФ RU 2285226 C1) (Фиг. 4). Выходящий из отверстий камеры раскаленный газ в данном случае не только инициирует горение топлива, но и одновременно предотвращает трение между снарядом и стволом.
На основании предложенного ускорителя можно оценить возможный проект запуска малогабаритных спутников. Для него предлагаются параметры, близкие к ранее упоминавшимся проектам. Сам ускоритель выполнен в виде стальной трубы круглого профиля, внутри которого размещаются заряды баллиститного пороха в виде цилиндрических элементов. Типичными для такого топлива параметры: энергоемкость 4 Мдж/кг, объем выделяемых при сгорании газов 1000 литров на килограмм (нормальные условия). Предполагаем, что горение топливо идет в режиме, когда в камере сгорания ускорителя поддерживается постоянное давление Материал топлива может быть выполнен:
из спресованных волокон,
в виде монолитного слоя, который содержит ортогональные к его поверхности каналы горения.
Толщина волокон, толщина стенок каналов, равно как и диаметр самих каналов составляют в среднем 10 микрон. Рабочее давление в камере сгорания предлагается около 500 атм. При этом типичная скорость горения нитроцеллюлозного пороха 50 мм/с (Серебряков М.Е. Внутренняя баллистика ствольных систем и пороховых ракет. (Изд. 3е), Оборонгиз 1962, с.137), что обеспечивает сгорание материала топлива за 0,1 мс. Предварительные расчеты показывают, что для каналов или открытых пор диаметром 10 микрон и длиной 1-2 см обеспечивают диффузию горячих газов за время порядка за 0,01 мс. (Голубев И.Ф., Гнездилов Н.Е. Вязкость газовых смесей. Госкомстандарт М.: 1971 с. 316) Допустим для этого случая плотность топлива как 500 кг/м3. Цилиндрический элемент заряда топлива армирован (бронирован) на внешней поверхности слоем плотного и жесткого, сгорающего нитроцеллюлозного пластика. Заряд также укреплен сотовой структурой из того же материала. Это необходимо для придания ему механической жесткости, удобства загрузки цилиндрических элементов в ствол ускорителя, для защиты поверхности трубы от высокой температуры пороховых газов. Кроме того, продольные элементы арматуры являются одновременно направляющими рельсами для снаряда. Дно снаряда представляет собой конус, диаметр основания которого около 0,46 метра, высота 2,3 метра, H/D=10. Примем также характерную прочность стали на разрыв 1 ГПа, что позволяет оценить толщину стальной трубы с двухкратным запасом прочности и ее вес. Из этих данных можно оценить параметры всего устройства:
вес снаряда 500 кг
масса топлива (баллиститный порох) 27 600 кг
конечная скорость снаряда 8 км/с
постоянное ускорение 2130 g
среднее давление 530 атм
температура пороховых газов 3700 К
длина ствола орудия 1500 м
внутренний диаметр трубы ускорителя 0,5 м
толщина стальной трубы ускорителя 0,2 м
толщина цилиндрического элемента топлива 0,02 м
длина цилиндрического элемента топлива 1-5 м
внешний диаметр цилиндрического элемента топлива 0,5 м
количество элементов топлива 300-1500
вес ускорителя (орудия) около 5000 тонн
Принимая нижний предел цены для труб большого диаметра 2000$ за тонну можно оценить минимальную стоимость проекта в 10 млн $. Труднее оценить стоимость запуска ввиду отсутствия данных о себестоимости производства пороха. Но ее можно считать менее 1 $ / кг для типичных нитросоединений как продуктов крупномасштабного производства. Тогда можно оценить стоимость запуска килограмма груза снаряда по топливу как 55$ / кг. Следуя ранее обсуждавшимся оценкам (С. Knowlen, В. Joseph, А.Р. Bruckner, Ram Accelerator as an Impulsive Space Launcher / International Space Development Conference, May 25-28, 2007, Dallas TX), запущенный снаряд с одной стороны при прохождении плотных слоев атмосферы теряет скорость с 8 до 6 км /с. Для того, чтобы достичь первой космической скорости в 8 км/с, (то есть получить дополнительную скорость 2 км/с), а также провести коррекцию движения с целью выхода на околоземную орбиту, снаряд обязан иметь простой твердотопливный реактивный двигатель (он более устойчив к перегрузкам). Принимая характерную для него скорость истечения реактивной струи порядка 2 км/с, получаем с помощью формулы реактивного движения (уравнение Циолковского) увеличение цены вывода груза примерно в 2,7 раз. То есть, себестоимость вывода на околоземную орбиту будет 150$ / кг, а реально выводимый груз данным ускорителем составит примерно 116 кг. Можно также оценить количество запусков в год. Принимая загрузку зарядов в трубу со скоростью 1 м/с, получается 2 запуска в час, или 17520 в год, или 2030 тон в год. Можно оценить и нижний порог самоокупаемость такой системы исходя из обсуждавшейся ранее оценки стоимости ускорителя. Это 575 запусков при коммерческой стоимости вывода груза 300$ / кг. Эффективность устройства в принципе может быть увеличена по сравнению с ракетными системами при выведении груза на высоко лежащие орбиты из-за снижения массы ракетного двигателя.
Помимо упомянутых способов ГД вывода малогабаритных спутников есть еще перспективные электромагнитные ускорители (Глинов А.П. Рельсотрон. / Патент РФ RU 2094934 C1). Но они требуют применения сверхпроводников, что удорожает создание подобных устройств как минимум на порядок. С другой стороны, пока не созданы необходимые для этой задачи накопители электрической энергии, порядка 10 ГДж и более. Также остается проблемой задача управления гигантским током (порядка 10 MA) в течение характерных для таких систем короткого времени 2-3 секунд. Кроме того, для рельсотронов конечно остается проблема эрозии ускоряющих рельс и нестабильности плазмы при возникновении разряда между контактами, что принципиально ограничивает верхний предел скорости снаряда до 3 км/с.
Можно сделать вывод, что на основании уже существующих технологий можно создать крайне простое и недорогое устройство, способное выводить на околоземную орбиту малогабаритные спутники по низкой цене. При этом оно лишено таких недостатков, как механическая эрозия ускоряющей поверхности, резкие (скачкообразные) перепады ускорения снаряда, температуры и давления в стволе. Кроме того, оно может работать в разных режимах, что дает широкие возможности для оптимального инженерно-технического конструирования.