Scramjet

ГПВРД ( сверхзвуковой ПВРД сгорания ) представляет собой варианты ПВРДА реактивного двигателя airbreathing , в котором сгорание происходит в сверхзвуковом потоке воздуха . Как и в ПВРД, A ГПВРДА основывается на высокой скорости транспортного средства , чтобы сжать поступающий воздух принудительно перед сжиганием (следовательно , утрамбовать струю), но в то время как ПВРД замедляет воздух до дозвуковых скоростей перед сжиганием, поток воздух в ГПВРД является сверхзвуковым по всему двигателю. Это позволяет ГПВРД эффективно работать на чрезвычайно высоких скоростях. ^[1]

История [ править ]

До 2000 года [ править ]

Bell X-1 достиг сверхзвуковой полет в 1947 году и в начале 1960 - х годов, быстрый прогресс в направлении более быстрого самолета предположил , что оперативный самолет будет летать на «сверхзвуковых скоростях» в течение нескольких лет. За исключением специализированных ракетных исследовательских аппаратов, таких как North American X-15 и других космических аппаратов с ракетными двигателями , максимальные скорости самолетов оставались неизменными, обычно в диапазоне от  1 до  3 Маха .

В период с 1950-х по 1960-е годы во время американской программы создания аэрокосмических самолетов Александр Картвели и Антонио Ферри были сторонниками ГПВРД.

В 1950-х и 1960-х годах в США и Великобритании было построено и испытано на земле множество экспериментальных ГПВРД. В ноябре 1964 года Антонио Ферри успешно продемонстрировал ГПВРД, создающую чистую тягу, в конечном итоге выработав 517 фунтов силы (2,30 кН), что составляет около 80% от его цели. В 1958 г. в аналитической статье обсуждались достоинства и недостатки ПВРД сверхзвукового горения. ^[2] В 1964 г. д-р. Фредерик С. Биллиг и Гордон Л. Даггер подали заявку на патент на сверхзвуковой ПВРД, основанный на докторской степени Биллига. Тезис. Этот патент был выдан в 1981 году после отмены приказа о секретности. ^[3]

В 1981 году испытания проводились в Австралии под руководством профессора Рэя Сталкера на наземном испытательном стенде Т3 в ANU. ^[4]

Первые успешные летные испытания ГПВРД были проведены совместными усилиями с НАСА над Советским Союзом в 1991 году. Это был осесимметричный двухрежимный ГПРД на водородном топливе, разработанный Центральным институтом авиационного моторостроения (ЦИАМ) в Москве в конце 1970-е годы, но модернизированный сплавом FeKrAl на переделанной ракете SM-6 для достижения начальных параметров полета 6,8 Маха, до того, как ГПВРД полетел на скорости 5,5 Маха. Полет ГПВРД осуществлялся в неволе на борту ракеты класса «земля-воздух» SA-5, в состав которой входило экспериментальное подразделение поддержки полета, известное как «Гиперзвуковая летающая лаборатория» (HFL), «Холод». ^[5]

Затем, с 1992 по 1998 год, ЦИАМ совместно с Францией, а затем с НАСА провели еще 6 летных испытаний осесимметричного высокоскоростного ГПВРД . ^{[6] [7]}  Достигнута максимальная скорость полета, превышающая 6,4 Маха, и продемонстрирована работа ГПВРД в течение 77 секунд. Эта серия летных испытаний также позволила получить представление об автономном гиперзвуковом управлении полетом.

Прогресс 2000-х [ править ]

В 2000-х годах был достигнут значительный прогресс в развитии гиперзвуковых технологий, особенно в области ГПВП.

HyShot проект продемонстрировал ГПВРД сгорания 30 июля 2002 ГПВРД двигатель работал эффективно и продемонстрировал сверхзвукового горения в действии. Однако двигатель не был предназначен для обеспечения тяги для движения корабля. Он был разработан более или менее как демонстратор технологий. ^[8]

Совместная британо-австралийская группа из британской оборонной компании Qinetiq и Университета Квинсленда была первой группой, продемонстрировавшей работу ГПРД в атмосферных испытаниях. ^[9]

В 2004 году Hyper-X объявил о первом полете тягово-реактивного летательного аппарата с полностью аэродинамическими поверхностями маневрирования с X-43A . ^{[10] [11]} В последнем из трех испытаний Х-43А  на короткое время была достигнута скорость 9,6 Маха . ^[12]

15 июня 2007 года Агентство перспективных исследовательских проектов Министерства обороны США ( DARPA ) в сотрудничестве с Австралийской оборонной научно-технологической организацией (DSTO) объявило об успешном полете ГПРД на скорости  10 Махов с использованием ракетных двигателей для разгона испытательного аппарата до гиперзвуковой скорости. . ^[13]

Серия наземных испытаний ГПВРД была завершена на испытательном стенде ГПВРД НАСА в Лэнгли (AHSTF) при имитированных условиях полета на скорости  8 Маха . Эти эксперименты использовались для поддержки полета HIFiRE 2. ^[14]

22 мая 2009 года в Вумере состоялся первый успешный испытательный полет гиперзвукового самолета в HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimentation). Запуск был одним из десяти запланированных испытательных полетов. Эта серия полетов является частью совместной исследовательской программы Организации оборонной науки и технологий и ВВС США, получившей обозначение HIFiRE. ^[15] HIFiRE исследует гиперзвуковую технологию (исследование полета, в пять раз превышающего скорость звука) и ее применение в современных космических ракетах-носителях с ГПВРД; цель состоит в том, чтобы поддержать новый демонстратор ГПВР Boeing X-51, а также создать прочную базу данных летных испытаний для разработки космических запусков с быстрым реагированием и гиперзвукового оружия "быстрого удара". ^[15]

Прогресс 2010-х [ править ]

22 и 23 марта 2010 года австралийские и американские военные ученые успешно испытали гиперзвуковую ракету (HIFiRE). Он достиг атмосферной скорости «более 5000 километров в час» (  4 Маха ) после взлета с испытательного полигона Вумера в глубинке Южной Австралии. ^{[16] [17]}

27 мая 2010 года НАСА и ВВС США успешно пролетели на X-51A Waverider в течение примерно 200 секунд на скорости  5 Махов , установив новый мировой рекорд по продолжительности полета на гиперзвуковой скорости. ^[18] Waverider летел автономно, после чего потерял ускорение по неизвестной причине и разрушился, как планировалось. Испытание признано успешным. X-51A был доставлен на борт B-52 , разогнан до  4,5 Маха с помощью твердотопливного ракетного ускорителя, а затем включил прямоточный двигатель Pratt & Whitney Rocketdyne, чтобы достичь  5 Маха на высоте 70 000 футов (21 000 м). ^[19] Однако второй полет 13 июня 2011 года был преждевременно завершен, когда двигатель ненадолго загорелся на этилене, но не смог перейти на основное топливо JP-7 , не достигнув полной мощности. ^[20]

16 ноября 2010 года австралийские ученые из Университета Нового Южного Уэльса в Академии сил обороны Австралии успешно продемонстрировали, что высокоскоростной поток в естественном негорючем ГПВРД можно воспламенить с помощью импульсного лазерного источника. ^[21]

Еще одно испытание X-51A Waverider провалилось 15 августа 2012 года. Попытка летать на ГПРД в течение длительного периода на скорости  6 Махов была прервана, когда всего через 15 секунд полета самолет X-51A потерял управление и развалился. падает в Тихий океан к северо-западу от Лос-Анджелеса. Виной всему неисправный стабилизатор. ^[22]

В мае 2013 года беспилотный X-51A WaveRider достиг скорости 4828 км / ч (  3,9 Маха ) во время трехминутного полета на ГПВРД. WaveRider был сброшен с бомбардировщика B-52 на высоте 50 000 футов (15 000 м), а затем разогнан до  4,8 Маха твердотопливным ракетным ускорителем, который затем отделился до того, как сработал ГРВД WaveRider. ^[23]

28 августа 2016 года индийское космическое агентство ISRO провело успешное испытание ГПВРД на двухступенчатой ​​твердотопливной ракете. Сдвоенные прямоточные воздушно-реактивные двигатели были установлены на задней части второй ступени двухступенчатой ​​твердотопливной зондирующей ракеты под названием Advanced Technology Vehicle (ATV), которая представляет собой усовершенствованную зондирующую ракету ISRO. Сдвоенные прямоточные воздушно-реактивные двигатели были зажжены во время второй ступени ракеты, когда квадроцикл достиг скорости 7350 км / ч (  6 Махов ) на высоте 20 км. Продолжительность включения ГПВП составляет около 5 секунд. ^{[24] [25]}

12 июня 2019 года Индия успешно провела первые летные испытания своего отечественного демонстрационного беспилотного ГПВРД на гиперзвуковую скорость полета с базы на острове Абдул Калам в Бенгальском заливе примерно в 11.25 утра. Самолет получил название Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle . Испытание проводилось Организацией оборонных исследований и разработок . Самолет является важным компонентом программы страны по созданию гиперзвукового крылатого ракетного комплекса . ^{[26] [27]}

Принципы дизайна [ править ]

ГПВРД - это тип реактивного двигателя, в котором для создания тяги используется сгорание топлива и окислитель. Подобно обычным реактивным двигателям, воздушные суда с ГПВРД несут топливо на борту и получают окислитель путем поглощения атмосферного кислорода (по сравнению с ракетами , которые несут как топливо, так и окислитель ). Это требование ограничивает ГПВРД суборбитальной атмосферной двигательной установкой, где содержание кислорода в воздухе достаточно для поддержания горения.

ГПВРД состоит из трех основных компонентов: сужающегося воздухозаборника, в котором поступающий воздух сжимается; камера сгорания, где газообразное топливо сжигается с кислородом воздуха для получения тепла; и расширяющееся сопло, в котором нагретый воздух ускоряется для создания тяги . В отличие от обычного реактивного двигателя, такого как турбореактивный или турбовентиляторный , в ГПВРД не используются вращающиеся, похожие на вентилятор компоненты для сжатия воздуха; скорее, достижимая скорость самолета, движущегося через атмосферу, заставляет воздух сжиматься во входном отверстии. Таким образом, в ГПВРД движущиеся части не нужны. Для сравнения, для типичных турбореактивных двигателей требуется несколько ступеней вращающихся роторов компрессора.и несколько вращающихся ступеней турбины , все из которых увеличивают вес, сложность и большее количество точек отказа двигателя.

Из-за особенностей их конструкции работа ГПВРД ограничена скоростями , близкими к гиперзвуковым . Поскольку в них отсутствуют механические компрессоры, для ГРП требуется высокая кинетическая энергия гиперзвукового потока для сжатия поступающего воздуха до рабочих условий. Таким образом, ГПВРД необходимо разогнать до необходимой скорости (обычно около  4 Маха ) с помощью некоторых других средств движения, таких как турбореактивный двигатель, рельсотрон или ракетные двигатели. ^[28] Во время полета экспериментального самолета Boeing X-51A с прямоточным воздушным двигателем испытательный аппарат был поднят на высоту полета самолетом Boeing B-52 Stratofortress, а затем выпущен и разогнан съемной ракетой до скорости около  4,5 Маха .^[29] В мае 2013 года другой полет достиг повышенной скорости до 5,1Маха. ^[30]

Хотя ГПВД концептуально просты, фактическая реализация ограничена экстремальными техническими проблемами. Гиперзвуковой полет в атмосфере создает огромное сопротивление, а температура в самолете и в двигателе может быть намного выше, чем в окружающем воздухе. Поддержание горения в сверхзвуковом потоке представляет дополнительные проблемы, поскольку топливо необходимо впрыскивать, смешивать, зажигать и сжигать за миллисекунды. Хотя технология ГПВРД разрабатывалась с 1950-х годов, только совсем недавно ГПВРД успешно достигли полетов с двигателем. ^[31]

Основные принципы [ править ]

ГПРД предназначены для работы в гиперзвуковом режиме полета, недоступном для турбореактивных двигателей, и, наряду с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, заполняют пробел между высокой эффективностью турбореактивных двигателей и высокой скоростью ракетных двигателей. Двигатели на базе турбомашин , хотя и очень эффективны на дозвуковых скоростях, становятся все более неэффективными на околозвуковых скоростях, поскольку роторы компрессоров в турбореактивных двигателях требуют для работы дозвуковых скоростей. В то время как поток от околозвуковых скоростей до низких сверхзвуковых скоростей может быть замедлен до этих условий, выполнение этого на сверхзвуковых скоростях приводит к огромному повышению температуры и потере общего давления потока. Вокруг Маха 3–4, турбомашины больше не используются, и сжатие поршневого типа становится предпочтительным методом. ^[32]

Ramjets используют высокоскоростные характеристики воздуха, чтобы буквально «проталкивать» воздух через входной диффузор в камеру сгорания. На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета воздух перед входом не может достаточно быстро уйти с пути и сжимается в диффузоре перед тем, как попасть в камеру сгорания. Горение в ПВРД происходит с дозвуковыми скоростями, как и в турбореактивных, но продукты сгорания затем ускоряются через сходящееся-расширяющееся сопло.до сверхзвуковых скоростей. Поскольку у них нет механических средств сжатия, ПВРД не могут запускаться с места и обычно не достигают достаточного сжатия до сверхзвукового полета. Отсутствие сложной турбомашины позволяет прямоточным воздушно-реактивным двигателям справляться с повышением температуры, связанным с замедлением сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей, но это заходит так далеко: при скоростях, близких к гиперзвуковым, повышение температуры и неэффективность препятствуют замедлению потока до величины, обнаруженной в прямоточные воздушно-реактивные двигатели. ^[32]

ГПВРД работают по тем же принципам, что и ПВРД, но не замедляют поток до дозвуковых скоростей. Скорее, ГПВРД является сверхзвуковой: входное отверстие замедляет поток до более низкого числа Маха для сгорания, после чего он ускоряется до еще более высокого числа Маха через сопло. Ограничивая величину замедления, температура внутри двигателя поддерживается на приемлемом уровне как с точки зрения материала, так и с точки зрения горючести. Даже в этом случае современная технология ГПВРД требует использования высокоэнергетического топлива и активных схем охлаждения для поддержания непрерывной работы, часто с использованием водородных технологий и методов регенеративного охлаждения . ^[33]

Теория [ править ]

Все ГПВРД имеют воздухозаборник, сжимающий поступающий воздух, топливные форсунки, камеру сгорания и расширяющееся тяговое сопло . Иногда двигатели также включают в себя область, которая действует как стабилизатор пламени , хотя высокие температуры торможения означают, что может использоваться область сфокусированных волн, а не отдельная часть двигателя, как в газотурбинных двигателях. В других двигателях используются пирофорные топливные присадки, такие как силан , чтобы избежать возгорания. Изолятор между впускным патрубком и камерой сгорания часто включается для улучшения однородности потока в камере сгорания и расширения рабочего диапазона двигателя.

ГПВРД напоминает ПВРД . В типичном ПВРД сверхзвуковой поток двигателя замедляется на входе до дозвуковых скоростей, а затем повторно ускоряется через сопло до сверхзвуковых скоростей для создания тяги. Это замедление, вызванное обычным ударом , создает общую потерю давления, которая ограничивает верхнюю рабочую точку ПВРД.

Для ГПВРД кинетическая энергия набегающего потока воздуха, поступающего в ГПВРД, в значительной степени сопоставима с энергией, выделяемой при реакции содержания кислорода в воздухе с топливом (например, водородом). Таким образом, тепло, выделяющееся при сгорании при скорости  2,5 Маха, составляет около 10% от общей энтальпии рабочего тела. В зависимости от топлива кинетическая энергия воздуха и потенциальное тепловыделение при сгорании будут равны примерно  8 Маха. Таким образом, конструкция ГПВРД сводит к минимуму сопротивление и максимизирует тягу.

Эта высокая скорость затрудняет управление потоком в камере сгорания. Поскольку поток является сверхзвуковым, в набегающем потоке камеры сгорания влияние ниже по потоку не распространяется. Дросселирование входа в сопло тяги не является подходящим методом управления. Фактически, блок газа, поступающий в камеру сгорания, должен смешаться с топливом и иметь достаточно времени для инициирования и реакции, все время перемещаясь сверхзвуковым путем через камеру сгорания, прежде чем сгоревший газ расширится через тяговое сопло. Это предъявляет строгие требования к давлению и температуре потока и требует, чтобы впрыск топлива и смешивание были чрезвычайно эффективными. Используемые динамические давления лежат в диапазоне от 20 до 200 килопаскалей (от 2,9 до 29,0 фунтов на кв. Дюйм), где

${\ displaystyle q = {\ frac {1} {2}} \ rho v ^ {2}}$

куда

q - динамическое давление газа

ρ ( rho ) - плотность газа

v - скорость газа

Чтобы скорость сгорания топлива оставалась постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, потому что системы управления воздушным потоком, которые способствовали бы этому, физически невозможны в ракете-носителе с ГПВРД из-за большого диапазона скоростей и высот, а это означает, что он должен двигаться на высоте, зависящей от его скорости. Поскольку плотность воздуха снижается на больших высотах, ГПВРД должен набирать высоту с определенной скоростью при ускорении, чтобы поддерживать постоянное давление воздуха на входе. Этот оптимальный профиль набора высоты / спуска называется «траекторией постоянного динамического давления». Предполагается, что ГПВД могут работать на высоте до 75 км. ^[34]

Впрыск топлива и управление также потенциально сложны. Одна из возможностей заключается в том, что давление топлива будет повышено до 100 бар турбонасосом, нагретым фюзеляжем, направленным через турбину и ускоренным до более высоких скоростей, чем скорость воздуха, с помощью сопла. Воздушный и топливный потоки пересекаются в гребенчатой ​​структуре, которая создает большую поверхность раздела. Турбулентность из-за более высокой скорости топлива приводит к дополнительному перемешиванию. Для полного сгорания сложного топлива, такого как керосин, требуется длинный двигатель.

Минимальное число Маха, при котором может работать ГПВРД, ограничено тем фактом, что сжатый поток должен быть достаточно горячим, чтобы сжечь топливо, и иметь достаточно высокое давление, чтобы реакция завершилась до того, как воздух выйдет из задней части двигателя. Кроме того, чтобы называться ГПВРД, сжатый поток после сгорания должен оставаться сверхзвуковым. Здесь необходимо соблюдать два ограничения: во-первых, поскольку при сжатии сверхзвукового потока он замедляется, уровень сжатия должен быть достаточно низким (или достаточно высокой начальной скоростью), чтобы не замедлять скорость газа ниже  1 Маха . Если газ в пределах ГПВРД идет ниже Маха 1 двигатель «задохнется», перейдя на дозвуковое течение в камере сгорания. Этот эффект хорошо известен экспериментаторам по ГПВД, поскольку волны, вызванные дросселированием, легко наблюдаются. Кроме того, резкое повышение давления и температуры в двигателе может привести к ускорению сгорания, что приведет к взрыву камеры сгорания.

Во-вторых, нагрев газа путем сгорания вызывает увеличение скорости звука в газе (и уменьшение числа Маха), даже если газ все еще движется с той же скоростью. Установление скорости воздушного потока в камере сгорания ниже  1 Маха таким способом называется «тепловым дросселированием». Ясно, что чистый ГПВРД может работать при числах Маха 6–8 ^[35], но в нижнем пределе это зависит от определения ГПВРД. Существуют конструкции двигателей, в которых ПВРД трансформируется в ПВРД в  диапазоне 3–6 Маха , известные как двухрежимные ПВРД . ^[36] Однако в этом диапазоне двигатель по-прежнему получает значительную тягу от дозвукового сгорания ПВРД.

Высокая стоимость летных испытаний и отсутствие наземного оборудования препятствовали развитию ГПВРД. Большой объем экспериментальных работ по ГПВРД был проведен в криогенных установках, испытаниях с прямым подключением или горелках, каждая из которых моделирует один аспект работы двигателя. Кроме того, поврежденные объекты (с возможностью контроля примесей в воздухе ^[37] ), хранилища с подогревом, дуговые установки и различные типы ударных туннелей имеют ограничения, которые препятствуют идеальному моделированию работы ГПВРД. HyShot испытательного полета показал актуальность 1: 1 моделирование условий в Т4 и Гегемоне ударными туннелей, несмотря на холодные модели и короткое время тестирования. NASA-Тесты CIAM предоставили аналогичную проверку для C-16 V / K объекта CIAM, а проект Hyper-X, как ожидается, предоставит аналогичную проверку для Langley AHSTF, ^[38] CHSTF, ^[39] и 8 футов (2,4 м) HTT.

Вычислительная гидродинамика только недавно  ^{[ когда? ]} достигла позиции, позволяющей производить разумные вычисления при решении проблем с ГПВРД. Моделирование пограничного слоя, турбулентное перемешивание, двухфазный поток, разделение потоков и аэротермодинамика реального газа по-прежнему остаются проблемами на переднем крае CFD. Кроме того, моделирование горения с кинетическим ограничением с помощью очень быстро реагирующих частиц, таких как водород, предъявляет серьезные требования к вычислительным ресурсам. ^{[ необходима цитата ]} Схемы реакций численно жесткие, требуя сокращенных схем реакций. ^{[ требуется разъяснение ]}

Большая часть экспериментов с ГПВРД остается засекреченной . Несколько групп, включая ВМС США с двигателем SCRAM с 1968 по 1974 год и программу Hyper-X с X-43A , заявили об успешных демонстрациях технологии ГПВРД. Поскольку эти результаты не были опубликованы открыто, они остаются непроверенными, и окончательный метод расчета ГПВП по-прежнему не существует.

Последнее применение ГПВРД, вероятно, будет связано с двигателями, которые могут работать за пределами рабочего диапазона ГПВРД. ^{[ необходимая цитата ]} Двухрежимные ГПРД сочетают дозвуковое сгорание со сверхзвуковым сгоранием для работы на более низких скоростях, а двигатели с комбинированным циклом на основе ракет (RBCC) дополняют традиционную двигательную установку ракеты с ГПРД, позволяя добавлять дополнительный окислитель в поток ГПВРД . RBCCs предлагают возможность расширить рабочий диапазон ГПВРД до более высоких скоростей или более низких динамических давлений на впуске, чем это было бы возможно в противном случае.

Преимущества и недостатки ГПВД [ править ]

Преимущества [ править ]

1. Не должен переносить кислород
2. Отсутствие вращающихся частей упрощает производство, чем турбореактивный двигатель.
3. Имеет более высокий удельный импульс (изменение количества движения на единицу топлива), чем у ракетного двигателя; может обеспечить от 1000 до 4000 секунд, в то время как ракета обычно обеспечивает около 450 секунд или меньше. ^[40]
4. Более высокая скорость может означать более дешевый доступ в космос в будущем

Специальное охлаждение и материалы [ править ]

В отличие от ракеты, которая быстро проходит через атмосферу в основном вертикально, или турбореактивного или прямоточного реактивного двигателя, который летит с гораздо более низкими скоростями, гиперзвуковой аппарат с воздушным дыханием оптимально летит по «пониженной траектории», оставаясь в атмосфере на гиперзвуковых скоростях. Поскольку у ГПВП только посредственное отношение тяги к массе ^[41], ускорение будет ограничено. Следовательно, время в атмосфере на сверхзвуковой скорости будет значительным, возможно, 15–30 минут. Подобно возвращающемуся космическому кораблю , теплоизоляция была бы сложной задачей, поскольку защита требовалась бы на более длительный срок, чем у типичной космической капсулы , хотя и на меньший, чем у космического шаттла .

Новые материалы обеспечивают хорошую изоляцию при высоких температурах, но при этом часто жертвуют собой. Поэтому исследования часто планируют «активное охлаждение», когда охлаждающая жидкость, циркулирующая по обшивке автомобиля, предотвращает ее распад. Часто охлаждающей жидкостью является само топливо, почти так же, как современные ракеты используют собственное топливо и окислитель в качестве охлаждающей жидкости для своих двигателей. Все системы охлаждения увеличивают вес и сложность пусковой системы. Такое охлаждение ГПВРД может привести к большей эффективности, поскольку тепло добавляется к топливу перед его поступлением в двигатель, но приводит к увеличению сложности и веса, что в конечном итоге может перевесить любой выигрыш в производительности.

Характеристики автомобиля [ править ]

Характеристики пусковой системы сложны и во многом зависят от ее веса. Обычно летательные аппараты проектируются так, чтобы максимально увеличить дальность ( ), радиус орбиты ( ) или массовую долю полезной нагрузки ( ) для данного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссу между эффективностью двигателя (взлетный вес топлива) и сложностью двигателя (взлетный сухой вес), который можно выразить следующим образом:${\ displaystyle R}$${\ displaystyle R}$${\ displaystyle \ Gamma}$

${\displaystyle \Pi _{\text{e}}+\Pi _{\text{f}}+{\frac {1}{\Gamma }}=1}$

Где :

• ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}={\frac {m_{\text{empty}}}{m_{\text{initial}}}}}$ - массовая доля пустого, представляющая собой вес надстройки, цистерны и двигателя.
• ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}={\frac {m_{\text{fuel}}}{m_{\text{initial}}}}}$ - массовая доля топлива, представляющая собой массу топлива, окислителя и любых других материалов, которые потребляются во время запуска.
• ${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{\text{initial}}}{m_{\text{payload}}}}}$- начальная массовая доля, обратная массовой доле полезной нагрузки. Это показывает, сколько полезной нагрузки транспортное средство может доставить в пункт назначения.

ГПВРД увеличивает массу двигателя над ракетой и уменьшает массу топлива . Может быть сложно решить, приведет ли это к увеличению (которое будет представлять собой увеличение полезной нагрузки, доставленной в пункт назначения при постоянной взлетной массе транспортного средства). Логика, лежащая в основе усилий, приводящих в движение ГПВРД, заключается (например) в том, что уменьшение количества топлива снижает общую массу на 30%, в то время как увеличение веса двигателя добавляет 10% к общей массе транспортного средства. К сожалению, неопределенность в расчете любых изменений массы или эффективности транспортного средства настолько велика, что несколько отличающиеся предположения об эффективности или массе двигателя могут служить одинаково хорошими аргументами за или против транспортных средств с ГПВРД.${\displaystyle \Pi _{\text{e}}}$${\displaystyle \Pi _{\text{f}}}$${\displaystyle \Gamma }$

Кроме того, необходимо учитывать перетаскивание новой конфигурации. Сопротивление всей конфигурации можно рассматривать как сумму сопротивления транспортного средства ( ) и сопротивления установки двигателя ( ). Сопротивление установки традиционно является результатом пилонов и сопряженного потока из-за струи двигателя и является функцией настройки дроссельной заслонки. Таким образом, это часто записывается как:${\displaystyle D}$${\displaystyle D_{\text{e}}}$

${\displaystyle D_{\text{e}}=\phi _{\text{e}}F}$

Где:

• ${\displaystyle \phi _{\text{e}}}$ коэффициент потерь
• ${\displaystyle F}$ это тяга двигателя

Для двигателя, сильно интегрированного в аэродинамический корпус, может быть удобнее думать о ( ) как о разнице в сопротивлении по сравнению с известной базовой конфигурацией.${\displaystyle D_{\text{e}}}$

Общий КПД двигателя может быть представлен в виде значения от 0 до 1 ( ) с точки зрения удельного импульса двигателя:${\displaystyle \eta _{0}}$

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{\text{PR}}}}I_{\text{sp}}={\frac {\mbox{Thrust power}}{\mbox{Chemical energy rate}}}}$

Где:

• ${\displaystyle g_{0}}$ ускорение свободного падения на уровне земли
• ${\displaystyle V_{0}}$ это скорость автомобиля
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$это удельный импульс
• ${\displaystyle h_{\text{PR}}}$теплота реакции топлива

Удельный импульс часто используется в качестве единицы эффективности для ракет, поскольку в случае ракеты существует прямая зависимость между удельным импульсом, удельным расходом топлива и скоростью истечения. Эта прямая зависимость обычно отсутствует для дыхательных двигателей, поэтому удельный импульс меньше используется в литературе. Обратите внимание, что для двигателя с воздушным дыханием оба и являются функцией скорости.${\displaystyle \eta _{0}}$${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

Удельный импульс ракетного двигателя не зависит от скорости, и общие значения составляют от 200 до 600 секунд (450  с для главных двигателей космического корабля). Удельный импульс в ГПВРД изменяется в зависимости от скорости, уменьшая при более высоких скоростях, начиная с примерно 1200  с, ^{[ править ]} , хотя значения в литературе различаются. ^{[ необходима цитата ]}

Для простого случая одноступенчатого транспортного средства массовая доля топлива может быть выражена как:

${\displaystyle \Pi _{\text{f}}=1-\exp \left[-{\frac {\left({\frac {V_{\text{initial}}^{2}}{2}}-{\frac {V_{i}^{2}}{2}}\right)+\int {g}\,dr}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-{\frac {D+D_{\text{e}}}{F}}\right)}}\right]}$

Где это можно выразить для одноступенчатого перевода на орбиту как:

${\displaystyle \Pi _{\text{f}}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}r_{0}\left(1-{\frac {1}{2}}{\frac {r_{0}}{r}}\right)}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-{\frac {D+D_{\text{e}}}{F}}\right)}}\right]}$

или для горизонтального полета в атмосфере с воздуха ( полет ракеты ):

${\displaystyle \Pi _{\text{f}}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}R}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-\phi _{\text{e}}\right){\frac {C_{\text{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\right]}$

Где это диапазон , а расчет можно выразить в виде формулы диапазона Бреге :${\displaystyle R}$

${\displaystyle {\begin{aligned}\Pi _{\text{f}}&=1-e^{-BR}\\B&={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{\text{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\end{aligned}}}$

Где:

• ${\displaystyle C_{\text{L}}}$является коэффициент подъемной силы
• ${\displaystyle C_{\text{D}}}$является коэффициент аэродинамического сопротивления

Эта чрезвычайно простая формулировка, используемая в целях обсуждения, предполагает:

• Одноступенчатый автомобиль
• Нет аэродинамического подъемника для трансатмосферного подъемника

Однако они верны в целом для всех двигателей.

Начальные требования к двигательной установке [ править ]

ГПВРД не может производить эффективную тягу, если не разгоняется до высокой скорости, около  5 Махов , хотя в зависимости от конструкции он может действовать как ПВРД на низких скоростях. Самолету с горизонтальным взлетом для взлета потребуются обычные турбовентиляторные , турбореактивные или ракетные двигатели, достаточно большие для перемещения тяжелого корабля. Также потребуется топливо для этих двигателей, а также все связанные с двигателем монтажные конструкции и системы управления. Турбореактивные и турбореактивные двигатели тяжелые, и их скорость не может превышать  2–3 Маха , поэтому для достижения рабочей скорости ГПВРД потребуется другой метод движения. Это могут быть прямоточные воздушные двигатели или ракеты. Им также потребуются отдельные источники топлива, структура и системы. Вместо этого многие предложения призывают к созданию первой ступени сбрасываемых твердотопливных ракетных ускорителей , что значительно упрощает конструкцию.

Трудности тестирования [ править ]

В отличие от установок реактивных или ракетных двигательных установок, которые могут быть испытаны на земле, в испытательных конструкциях ГПВРД используются чрезвычайно дорогие гиперзвуковые испытательные камеры или дорогие ракеты-носители, что приводит к высоким затратам на оборудование. Испытания с использованием запущенных испытательных аппаратов очень часто заканчиваются разрушением испытуемого объекта и приборов.

Недостатки [ править ]

1. Сложное / дорогое тестирование и разработка
2. Очень высокие начальные требования к двигательной установке

Преимущества и недостатки орбитальных аппаратов [ править ]

Горючее [ править ]

Преимущество гиперзвукового летательного аппарата с воздушным дыханием (обычно ГПВРД), такого как X-30, заключается в том, что он избегает или, по крайней мере, снижает потребность в переносе окислителя. Например, внешний бак космического челнока вмещал 616 432,2 кг жидкого кислорода (LOX) и 103 000 кг жидкого водорода (LH ₂ ) при пустом весе 30 000 кг. Орбитальный полная масса составляла 109,000 кг с максимальной полезной нагрузкой около 25000 кг и получить сборку , стартовав челнок используется два очень мощных твердотопливных ракетных ускорителей с весом 590000 кг каждый. Если бы можно было исключить кислород, транспортное средство могло бы быть легче при взлете и, возможно, нести больше полезной нагрузки.

С другой стороны, ГПВД проводят больше времени в атмосфере и требуют больше водородного топлива, чтобы справиться с аэродинамическим сопротивлением. В то время как жидкий кислород является довольно плотной жидкостью (1141 кг / м ³ ), жидкий водород имеет гораздо меньшую плотность (70,85 кг / м ³ ) и занимает больший объем. Это означает, что автомобиль, использующий это топливо, становится намного больше и дает большее сопротивление. ^[42] Другие виды топлива имеют более сравнимую плотность, например RP-1 (464 кг / м ³ ), JP-7 (плотность при 15 ° C 779–806 кг / м ³ ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) (793,00 кг / м 3). ³ ).

Отношение тяги к весу [ править ]

Одна из проблем заключается в том, что, по прогнозам, ГПВРД будут иметь исключительно низкое отношение тяги к весу около 2 при установке на ракету-носитель. ^[43] Ракета имеет то преимущество, что ее двигатели имеют очень высокую тяговооруженность (~ 100: 1), в то время как емкость для жидкого кислорода также приближается к объемному соотношению ~ 100: 1. Таким образом, ракета может достичь очень высокой массовой доли., что повышает производительность. Для сравнения: прогнозируемое отношение тяги к массе ГПВП, равное примерно 2, означает, что гораздо больший процент взлетной массы приходится на двигатель (без учета того, что эта доля в любом случае увеличивается примерно в четыре раза из-за отсутствия на борту окислителя). Кроме того, более низкая тяга корабля не обязательно исключает необходимость в дорогостоящих, громоздких и подверженных отказам высокопроизводительных турбонасосах, которые используются в обычных жидкостных ракетных двигателях, поскольку большинство конструкций ГПВРД, похоже, не способны развивать орбитальную скорость в режиме воздушного дыхания, и следовательно, необходимы дополнительные ракетные двигатели. ^{[ необходима цитата ]}

Необходима дополнительная тяга для достижения орбиты [ править ]

ГПРД могут разгоняться от примерно  5-7 Маха до примерно половины орбитальной скорости и орбитальной скорости (исследование X-30 показало, что  17 Маха может быть пределом по сравнению с орбитальной скоростью  25 Маха , а другие исследования указывают на то, что верхний предел скорости для чистого ГПВРД между  10 и 25 Махами, в зависимости от сделанных предположений). Как правило, ожидается, что для окончательного разгона на орбиту потребуется другая двигательная установка (очень часто предлагается ракета). Поскольку дельта-V умеренная, а доля полезной нагрузки ГПВД высокая, могут быть приемлемы ракеты с более низкими характеристиками, такие как твердотопливные, гиперголические или простые ускорители на жидком топливе.

По теоретическим расчетам максимальная скорость ГПРД составляет от 12 Маха (14 000 км / ч; 8400 миль / ч) до 24 Маха (25 000 км / ч; 16 000 миль / ч). ^[44] Для сравнения, орбитальная скорость на низкой околоземной орбите 200 километров (120 миль) составляет 7,79 километров в секунду (28 000 км / ч; 17 400 миль в час). ^[45]

Повторный вход [ править ]

Термостойкая нижняя часть ГПВП потенциально может использоваться в качестве его системы входа в атмосферу, если визуализируется одноступенчатый космический корабль с неабляционным, неактивным охлаждением. Если на двигателе используется абляционная защита, она, вероятно, не будет использоваться после выхода на орбиту. Если используется активное охлаждение с топливом в качестве хладагента, потеря всего топлива при выходе на орбиту также будет означать потерю всего охлаждения для системы тепловой защиты.

Затраты [ править ]

Уменьшение количества топлива и окислителя не обязательно снижает затраты, поскольку ракетное топливо сравнительно очень дешево. Действительно, можно ожидать, что стоимость единицы транспортного средства в конечном итоге будет намного выше, поскольку стоимость аэрокосмического оборудования примерно на два порядка выше, чем стоимость жидкого кислорода, топлива и топливных баков, а оборудование ГПВРД кажется намного тяжелее, чем ракеты для любой полезной нагрузки. . Тем не менее, если ГПВД позволят использовать многоразовые транспортные средства, это теоретически может дать рентабельность. Неясно, можно ли повторно использовать оборудование, находящееся в экстремальных условиях ГПВД, достаточно много раз; все летные испытания ГПВРД сохраняются только в течение короткого периода времени и никогда не были рассчитаны на то, чтобы выдержать полет до настоящего времени.

Возможная стоимость такого автомобиля является предметом интенсивных споров ^{[ кем? ],} поскольку даже самые лучшие оценки расходятся во мнениях о том, будет ли ГПВРД выгодным. Вероятно, что ГПВРД потребуется поднять больше груза, чем ракета с равной взлетной массой, чтобы быть столь же рентабельным (если ГПВРД является аппаратом одноразового использования). ^{[ необходима цитата ]}

Проблемы [ править ]

Космические ракеты-носители могут иметь или не получать выгоду от наличия ступени ГПВП. Ступень ГПРВ ракеты-носителя теоретически обеспечивает удельный импульс от 1000 до 4000  с, тогда как ракета обеспечивает менее 450  с в атмосфере. ^{[43] [46]} Удельный импульс ГПВРД быстро уменьшается со скоростью, однако транспортное средство будет страдать из-за относительно низкого отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению .

Установленное соотношение тяги к массе ГПВРД очень невыгодно по сравнению с 50–100 типичным ракетным двигателем. Это компенсируется в ГПРД отчасти потому, что вес транспортного средства будет нести за счет аэродинамической подъемной силы, а не за счет чистой мощности ракеты (что дает уменьшенные « гравитационные потери »), ^{[ цитата необходима ],} но ГПВРД потребуется гораздо больше времени для выхода на орбиту из-за более низкой тяга, которая сильно нивелирует преимущество. Взлетная масса ГПВРД значительно ниже, чем у ракеты, из-за отсутствия на борту окислителя, но увеличивается из-за требований к конструкции более крупных и тяжелых двигателей.

Возможность многоразового использования этого транспортного средства до сих пор остается предметом дискуссий и исследований.

Приложения [ править ]

Самолет, использующий этот тип реактивного двигателя, может значительно сократить время, необходимое для путешествия из одного места в другое, потенциально помещая любое место на Земле за 90 минут полета. Однако есть вопросы о том, может ли такой автомобиль нести достаточно топлива для полезных дальних поездок, и существуют жесткие правила FAA в отношении самолетов, которые создают звуковые удары над землей Соединенных Штатов. ^{[47] [48] [49]}

ГПРД был предложен в качестве одноступенчатого летательного аппарата для привязки , где  вращающийся орбитальный трос со скоростью 12 Маха будет подбирать полезную нагрузку с транспортного средства на расстоянии около 100 км и доставлять его на орбиту. ^[50]

См. Также [ править ]

Ссылки [ править ]

Примечания

Библиография

• Авиакосмический самолет - 1961 год . Обзор аэрокосмических проектов, Том 2, № 5.
• Аспекты аэрокосмического самолета . Flight International, 2 января 1964 г., стр. 36–37.
• Сегал, Корин (2009). ГПВРД: процессы и характеристики . Cambridge Aerospace Series . Нью-Йорк, Нью-Йорк : Издательство Кембриджского университета . ISBN 978-0521838153. Проверено 13 февраля 2016 .
• Хилл, Филип Грэм; Петерсон, Карл Р. (1992). Механика и термодинамика движения (2-е изд.). Ридинг, Массачусетс : издательство Addison-Wesley Publishing Company . ISBN 978-0201146592. Проверено 13 февраля 2016 .
• Биллиг, Фредерик С. (1993). SCRAM - сверхзвуковая ракета воздушно-реактивного двигателя горения . 29-я Совместная двигательная конференция и выставка . Монтерей, Калифорния : AIAA . DOI : 10.2514 / MJPC93 .
• Ингенито, Антонелла; Бруно, Клаудио (2010). «Физика и режимы сверхзвукового горения». Журнал AIAA . 48 (3): 515–525. Bibcode : 2010AIAAJ..48..515I . DOI : 10.2514 / 1.43652 . ISSN  0001-1452 .
• «По следам Scramjet» . Лаборатория . ABC . 2002-10-17. Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• «Революционный реактивный двигатель испытан» . BBC News . BBC . 2006-03-25. Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• «Французская поддержка российских тестов SCRAMJET» . Дайджест Skunk Works . 1992-12-12. Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• Шнайдер, Дэвид (2002). «Животрепещущий вопрос» . Американский ученый . 90 (6): 1. архивации от оригинала на 2016-02-13 . Проверено 13 февраля 2016 .
• «Гиперзвуковой ГРП летит в испытании ракеты» . SpaceDaily . Ронконкома, Нью-Йорк : Сеть космических СМИ. 2001-09-04 . Проверено 13 февраля 2016 .
• «Национальный план гиперзвука» . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли . 2003-08-13. Архивировано из оригинала на 2005-08-07.
• Смит, Иветт (2010-10-02). «Х-43А» . Миссии . НАСА . Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• «ХайШот» . Центр гиперзвука . Университет Квинсленда . Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• Суинерд, Грэм (2010). Как летают космические корабли: полет без формул . Книги Коперника . ISBN 9781441926296.

Внешние ссылки [ править ]

Викискладе есть медиафайлы по теме Scramjets .

• Ково, Крейг (17 мая 2010 г.). «Гиперзвуковой самолет Х-51 совершит испытательный полет в мае» . Space.com . Purch . Архивировано из оригинала на 2010-11-25.
• Guinan, Daniel P .; Дрейк, Алан; Андредис, декан; Бекель, Стивен А. (26 апреля 2005 г.). «Патент США: 6883330: конструкция впускного патрубка с изменяемой геометрией для газораспределительного реактивного двигателя» . USPTO . Проверено 13 февраля 2016 .
• Спенсер, Генри. «Уравнение ракеты с жидкостным воздушным циклом» . Общество Острова Один. Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• Леонард, Дэвид (2002-08-16). «Результаты только что: испытание HyShot Scramjet прошло успешно» . Space.com . Архивировано из оригинала на 2009-09-26.
• Уикхэм, Крис (28 ноября 2012 г.). «Британская компания заявляет о самом большом усовершенствовании двигателей со времен реактивного самолета» . Рейтер . Корпорация Томсон Рейтер . Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• Доктор Сатиш, Кумар. "Разработка установки сгорания для ГПВРД" (PDF) . Институт горения (Индийская секция). Архивировано (PDF) из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .
• Ван, Брайан (10.06.2011). «У Aerojet есть планы на новые многоразовые гиперзвуковые машины Mach 7 plus» . Новое большое будущее. Архивировано 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 .