ГПВРД

ГПВРД , ( ПВРД сверхзвукового сгорания ) — вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя в котором сгорание происходит в сверхзвуковом потоке воздуха . Как и в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, ГПВРД использует высокую скорость транспортного средства для сильного сжатия поступающего воздуха перед сгоранием (следовательно, прямоточным воздушно- реактивным двигателем), но там, где ПВРД замедляет воздух до дозвуковых скоростей перед сгоранием с помощью ударных конусов , ГПВРД не имеет ударного конуса и замедляет воздушный поток с помощью ударных волн. производится источником возгорания вместо ударного конуса. Это позволяет ГПВРД эффективно работать на чрезвычайно высоких скоростях.

Хотя ГПВРД использовались в небольшом количестве действующих военных машин, до сих пор ГПВРД в основном демонстрировались в исследовательских тестовых изделиях и экспериментальных транспортных средствах.

История

До 2000 года

Bell X-1 достиг сверхзвукового полета в 1947 году, а к началу 1960-х годов быстрый прогресс в направлении более быстрых самолетов позволил предположить, что уже через несколько лет действующие самолеты будут летать на «гиперзвуковых» скоростях. За исключением специализированных ракетно-исследовательских аппаратов, таких как North American X-15 с ракетными двигателями и других космических аппаратов , максимальная скорость самолетов осталась на прежнем уровне, обычно в диапазоне от   1 до   3 Маха.

Во время американской программы аэрокосмических самолетов, между 1950-ми и серединой 1960-х годов, Александр Картвели и Антонио Ферри были сторонниками подхода к использованию ГПВРД.

В 1950-х и 1960-х годах в США и Великобритании было построено и наземно испытано множество экспериментальных прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Антонио Ферри успешно продемонстрировал ГПВРД, создающий полезную тягу в ноябре 1964 года, в конечном итоге создав 517 фунтов силы (2,30 кН), что составляет около 80% его цели. В 1958 году в аналитической статье обсуждались достоинства и недостатки прямоточных воздушно-реактивных двигателей сверхзвукового сгорания. В 1964 году Фредерик С. Биллиг и Гордон Л. Даггер подали заявку на патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель сверхзвукового сгорания, основанный на докторской диссертации Биллига. Этот патент был выдан в 1981 году после снятия режима секретности.

В 1981 году испытания были проведены в Австралии под руководством профессора Рэя Сталкера на наземном испытательном полигоне Т3 АНУ.

Первые успешные летные испытания ГПВРД были проведены совместно с НАСА над Советским Союзом в 1991 году. Это был осесимметричный двухрежимный ГПВРД, работающий на водородном топливе, разработанный Центральным институтом авиационного моторостроения (ЦИАМ) в Москве в конце 1991 года. 1970-е годы, но был модернизирован с использованием сплава FeCrAl на переоборудованной ракете SM-6 для достижения начальных параметров полета 6,8 Маха, до того как ГПВРД летал со скоростью 5,5 Маха. Полет с ГПВРД осуществлялся на борту СА-5 зенитной ракеты , в состав которой входил экспериментальный блок обеспечения полета, известный как «Гиперзвуковая летающая лаборатория» (ГЛЛ) «Холод».

провел еще шесть летных испытаний осесимметричного высокоскоростного ГПВРД-демонстратора Затем, с 1992 по 1998 год, ЦИАМ совместно с Францией, а затем с НАСА . Была достигнута максимальная скорость полета более   6,4 Маха и продемонстрирована работа ГПВРД в течение 77 секунд. Эта серия летных испытаний также позволила получить представление об автономном гиперзвуковом управлении полетом.

2000-е

Основная статья: Программы ГПВРД

Художественная концепция НАСА X-43 с ГПВРД, прикрепленным к нижней части.

В 2000-е годы был достигнут значительный прогресс в развитии гиперзвуковой техники, в частности в области прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Проект HyShot продемонстрировал сгорание прямоточного воздушно-реактивного двигателя 30 июля 2002 года. ГПВРД работал эффективно и продемонстрировал сверхзвуковое сгорание в действии. Однако двигатель не был предназначен для обеспечения тяги, необходимой для движения корабля. Он был разработан более или менее как демонстратор технологий.

Совместная британско-австралийская группа британской оборонной компании Qinetiq и Университета Квинсленда стала первой группой, продемонстрировавшей работу ГПВРД в атмосферных испытаниях.

Hyper-X заявила о первом полете тягового прямоточного двигателя с полностью аэродинамическими поверхностями маневрирования в 2004 году на самолете X-43A . Последний из трех испытаний ГПВРД X-43A   на короткое время достиг скорости 9,6 Маха.

15 июня 2007 года Агентство перспективных исследовательских проектов Министерства обороны США ( DARPA ) в сотрудничестве с Австралийской организацией оборонной науки и технологий (DSTO) объявило об успешном полете ГПВРД на скорости   10 Маха с использованием ракетных двигателей для разгона испытательной машины до гиперзвуковых скоростей.

Серия наземных испытаний ГПВРД была завершена на НАСА с дуговым испытательном стенде нагревом ГПВРД (AHSTF) в смоделированных условиях полета со скоростью 8 Маха   . Эти эксперименты использовались для поддержки второго полета HIFiRE.

22 мая 2009 года Вумера провел первый успешный испытательный полет гиперзвукового самолета в рамках HIFiRE (Международные гиперзвуковые летно-исследовательские эксперименты). Запуск был одним из десяти запланированных испытательных полетов. Серия полетов является частью совместной исследовательской программы Организации оборонной науки и технологий и ВВС США, получившей обозначение HIFiRE. HIFiRE исследует гиперзвуковую технологию и ее применение в современных космических ракетах-носителях с прямоточным воздушно-реактивным двигателем; Цель состоит в том, чтобы поддержать новый демонстратор ГПВРД Boeing X-51 , а также создать прочную базу данных летных испытаний для разработки космических запусков быстрого реагирования и гиперзвукового оружия «быстрого удара».

2010-е годы

22 и 23 марта 2010 года австралийские и американские ученые-военнослужащие 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.

27 мая 2010 года НАСА и ВВС США успешно пролетели на X-51A Waverider примерно 200 секунд на скорости   5 Маха, установив новый мировой рекорд продолжительности полета на гиперзвуковой скорости. «Вейврайдер» летел автономно, прежде чем по неизвестной причине потерял ускорение и разрушился, как и планировалось. Испытание было признано успешным. X-51A был доставлен на борт B-52 , разогнался до   4,5 Маха с помощью твердотопливного ракетного ускорителя, а затем запустил прямоточный воздушно-реактивный двигатель Pratt & Whitney Rocketdyne, чтобы достичь скорости   5 Маха на высоте 70 000 футов (21 000 м). Однако второй полет 13 июня 2011 года был прерван преждевременно, когда двигатель ненадолго загорелся на этилене, но не смог перейти на основное топливо JP-7 и не достиг полной мощности.

16 ноября 2010 года австралийские ученые из Университета Нового Южного Уэльса при Академии сил обороны Австралии успешно продемонстрировали, что высокоскоростной поток в негорючем прямоточном воздушно-реактивном двигателе можно зажечь с помощью импульсного лазерного источника.

Дальнейшие испытания X-51A Waverider провалились 15 августа 2012 года. Попытка продолжительного полета на ГПВРД на скорости   6 Маха была прервана, когда всего через 15 секунд полета корабль X-51A потерял управление и развалился на части, упав. в Тихий океан к северо-западу от Лос-Анджелеса. Причиной поломки назвали неисправный рулевой стабилизатор.

В мае 2013 года X-51A Waverider достиг скорости 4828 км/ч (   3,9 Маха) за трехминутный полет на ГПВРД. WaveRider был сброшен на высоте 50 000 футов (15 000 м) с бомбардировщика B-52, а затем разогнался до   4,8 Маха с помощью твердотопливного ракетного ускорителя, который затем отделился до того, как сработал прямоточный воздушно-реактивный двигатель WaveRider.

28 августа 2016 года индийское космическое агентство ISRO провело успешные испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя на двухступенчатой ​​твердотопливной ракете. Двойные ГПВРД были установлены в задней части второй ступени двухступенчатой ​​твердотопливной ракеты-зонда под названием Advanced Technology Vehicle (ATV), которая является усовершенствованной ракетой-зондом ISRO. Сдвоенные ГПВРД загорелись на второй ступени ракеты, когда вездеход достиг скорости 7350 км/ч (   6 Маха) на высоте 20 км. ГПВРД работали в течение примерно 5 секунд.

12 июня 2019 года Индия успешно провела первые летные испытания своего демонстрационного беспилотного прямоточного воздушно-реактивного самолета собственной разработки для полета на гиперзвуковой скорости с базы на острове Абдул-Калам в Бенгальском заливе примерно в 11:25. Самолет получил название « Машина-демонстратор гиперзвуковых технологий» . Испытание провела Организация оборонных исследований и разработок . Самолет является важным компонентом программы страны по созданию гиперзвукового крылатого ракетного комплекса.

2020-е годы

27 сентября 2021 года DARPA объявило об успешном полете своей с прямоточным воздушно-реактивным двигателем гиперзвуковой крылатой ракеты . Еще одно успешное испытание было проведено в середине марта 2022 года на фоне вторжения России в Украину . Подробности держались в секрете, чтобы избежать эскалации напряженности в отношениях с Россией , но в начале апреля их раскрыл неназванный представитель Пентагона .

Принципы проектирования

ГПВРД — это тип реактивного двигателя, в котором для создания тяги используется сгорание топлива и окислителя. Подобно обычным реактивным двигателям, самолеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем несут топливо на борту и получают окислитель путем поглощения атмосферного кислорода (по сравнению с ракетами , которые несут и топливо, и окислитель ). Это требование ограничивает ГПВРД суборбитальными атмосферными двигателями, где содержание кислорода в воздухе достаточно для поддержания горения.

ГПВРД состоит из трех основных компонентов: сужающегося воздухозаборника, в котором сжимается поступающий воздух; камера сгорания, в которой газообразное топливо сжигается с кислородом воздуха для получения тепла; и расширяющееся сопло, в котором нагретый воздух ускоряется для создания тяги . В отличие от типичного реактивного двигателя, такого как турбореактивный или турбовентиляторный двигатель, в ГПВРД не используются вращающиеся веерообразные компоненты для сжатия воздуха; скорее, достижимая скорость самолета, движущегося в атмосфере, заставляет воздух сжиматься внутри воздухозаборника. Таким образом, движущиеся части в ГПВРД не требуются . Для сравнения, типичные турбореактивные двигатели требуют нескольких ступеней вращающихся роторов компрессора и нескольких вращающихся ступеней турбины , и все это увеличивает вес, сложность и большее количество точек отказа двигателя.

Из-за особенностей конструкции работа ГПВРД ограничена скоростями, близкими к гиперзвуковым . Поскольку в них отсутствуют механические компрессоры, ГПВРД требуют высокой кинетической энергии гиперзвукового потока для сжатия поступающего воздуха до рабочих условий. Таким образом, летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем необходимо разогнать до необходимой скорости (обычно около   4 Маха) с помощью каких-либо других средств движения, таких как турбореактивные или ракетные двигатели. В полете экспериментального Boeing X-51A с прямоточным воздушно-реактивным двигателем испытательный корабль был поднят на высоту полета с помощью Boeing B-52 Stratofortress, а затем выпущен и разогнался с помощью съемной ракеты почти до скорости   4,5 Маха. В мае 2013 года еще один полет достиг повышенной скорости до   5,1 Маха.

Хотя ГПВРД концептуально просты, реальная реализация ограничена серьезными техническими проблемами. Гиперзвуковой полет в атмосфере создает огромное сопротивление, а температура на самолете и внутри двигателя может быть намного выше, чем температура окружающего воздуха. Поддержание горения в сверхзвуковом потоке представляет дополнительные проблемы, поскольку топливо необходимо впрыскивать, смешивать, воспламенять и сжигать в течение миллисекунд. Хотя технология ГПВРД находится в стадии разработки с 1950-х годов, только совсем недавно ГПВРД успешно достигли полета с приводом от двигателя.

Области сжатия, сгорания и расширения: (а) турбореактивных, (б) прямоточных воздушно-реактивных двигателей и (в) прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

ГПВРД предназначены для работы на гиперзвуковом режиме полета, вне досягаемости турбореактивных двигателей, и наряду с прямоточными воздушно-реактивными двигателями заполняют пробел между высоким КПД турбореактивных двигателей и высокой скоростью ракетных двигателей. Двигатели на базе турбомашин , хотя и высокоэффективны на дозвуковых скоростях, становятся все более неэффективными на околозвуковых скоростях, поскольку роторы компрессоров турбореактивных двигателей требуют для работы дозвуковых скоростей. Хотя поток от околозвуковой скорости до низкой сверхзвуковой скорости можно замедлить до этих условий, это на сверхзвуковых скоростях приводит к огромному увеличению температуры и потере общего давления потока. При скорости   3–4 Маха турбомашины больше не нужны, и предпочтительным методом становится поршневое сжатие.

ПВРД используют высокоскоростные характеристики воздуха, чтобы буквально «нагнетать» воздух через впускной диффузор в камеру сгорания. На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета воздух перед воздухозаборником не может достаточно быстро уйти с пути и сжимается внутри диффузора, прежде чем распылиться в камеру сгорания. Сгорание в прямоточном воздушно-реактивном двигателе происходит с дозвуковой скоростью, как и в турбореактивных двигателях, но продукты сгорания затем разгоняются через сужающееся-расширяющееся сопло до сверхзвуковых скоростей. Поскольку у них нет механических средств сжатия, ПВРД не могут стартовать с места и обычно не достигают достаточного сжатия до сверхзвукового полета. Отсутствие сложной турбомашины позволяет ПВРД справляться с повышением температуры, связанным с замедлением сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей. Однако с увеличением скорости внутренняя энергия потока после диффузора быстро растет, поэтому относительный прирост энергии за счет сгорания топлива становится меньше, что приводит к снижению КПД двигателя. Это приводит к уменьшению тяги, создаваемой ПВРД на более высоких скоростях.

Таким образом, для создания тяги на очень высоких скоростях необходимо жестко контролировать повышение давления и температуры набегающего воздушного потока. В частности, это означает, что нельзя допускать замедления воздушного потока до дозвуковой скорости. В такой установке не только смешивание топлива с воздухом представляет собой инженерную задачу, но и скорость сгорания топливно-воздушных смесей становится проблемой. Кроме того, необходимо максимально увеличить относительное увеличение внутренней энергии в камере сгорания. Следовательно, современная технология ГПВРД требует использования высокоэнергетического топлива и схем активного охлаждения для поддержания устойчивой работы, часто с использованием водородного и регенеративного охлаждения . методов

Теория

Все ГПВРД имеют воздухозаборник, сжимающий поступающий воздух, топливные форсунки, камеру сгорания и сопло с расширяющейся тягой . Иногда двигатели также включают в себя область, которая действует как держатель пламени , хотя высокие температуры застоя означают, что можно использовать область сфокусированных волн, а не отдельную часть двигателя, как это наблюдается в газотурбинных двигателях. В других двигателях используются пирофорные присадки к топливу, такие как силан , чтобы избежать возгорания. Изолятор между впускным отверстием и камерой сгорания часто включается для улучшения однородности потока в камере сгорания и расширения рабочего диапазона двигателя.

Визуализация ударной волны , проведенная Университетом Мэриленда с использованием шлирен-визуализации, показала, что топливная смесь контролирует сжатие, создавая противодавление и ударные волны, которые замедляют и сжимают воздух перед воспламенением, во многом подобно ударному конусу прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Изображение показало, что чем выше расход топлива и сгорание, тем больше ударных волн образуется перед камерой сгорания, которые замедляют и сжимают воздух перед воспламенением.

вычислительной гидродинамики Изображение (CFD) НАСА X-43A с ГПВРД, прикрепленным к нижней части, на Маха скорости 7

ГПВРД напоминает прямоточный воздушно-реактивный двигатель . В типичном прямоточном воздушно-реактивном двигателе 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 прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Для ГПВРД кинетическая энергия набегающего воздуха, поступающего в ГПВРД, в значительной степени сравнима с энергией, выделяемой в результате реакции содержащегося в воздухе кислорода с топливом (например, водородом). Таким образом, теплота, выделяющаяся 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 Махам. Таким образом, конструкция прямоточного воздушно-реактивного двигателя направлена ​​как на минимизацию сопротивления, так и на максимизацию тяги.

Эта высокая скорость затрудняет контроль потока внутри камеры сгорания. Поскольку поток сверхзвуковой, влияние вниз по потоку не распространяется в набегающем потоке камеры сгорания. Дроссельное регулирование входа в сопло не является применимым методом управления. Фактически, блок газа, поступающий в камеру сгорания, должен смешаться с топливом и иметь достаточно времени для инициирования и реакции, все время перемещаясь со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания, прежде чем сгоревший газ расширится через тяговое сопло. Это предъявляет строгие требования к давлению и температуре потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективными. Полезное динамическое давление лежит в диапазоне от 20 до 200 килопаскалей (от 2,9 до 29,0 фунтов на квадратный дюйм), где

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

где

q - динамическое давление газа

ρ ( rho ) — плотность газа

v - скорость газа

Чтобы поддерживать постоянную скорость сгорания топлива, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, поскольку системы управления воздушным потоком, которые могли бы способствовать этому, физически невозможны в ракете-носителе с прямоточным воздушно-реактивным двигателем из-за большого диапазона скорости и высоты, а это означает, что она должна двигаться на высоте, соответствующей ее скорости. Поскольку плотность воздуха уменьшается на больших высотах, ГПВРД должен набирать высоту с определенной скоростью по мере ускорения, чтобы поддерживать постоянное давление воздуха на впуске. Этот оптимальный профиль подъема/спуска называется «траекторией постоянного динамического давления». Предполагается, что ГПВРД смогут работать на высоте до 75 км.

Впрыск топлива и управление им также потенциально сложны. Одна из возможностей заключается в том, что топливо будет сжиматься до 100 бар с помощью турбонасоса, нагреваться фюзеляжем, направляться через турбину и ускоряться до более высоких скоростей, чем воздух, с помощью сопла. Потоки воздуха и топлива пересекаются в гребнеобразной структуре, образующей большую границу раздела. Турбулентность из-за более высокой скорости топлива приводит к дополнительному перемешиванию. Сложные виды топлива, такие как керосин, нуждаются в длинном двигателе для полного сгорания.

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 прямоточным воздушно-реактивным двигателем, 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 газ ниже   1 Маха. ГПВРД опустится ниже   1 Маха, двигатель «захлебнется», перейдя на дозвуковой поток в камере сгорания. Этот эффект хорошо известен экспериментаторам по ГПВРД, поскольку волны, вызванные дросселированием, легко наблюдать. Кроме того, внезапное повышение давления и температуры в двигателе может привести к ускорению сгорания, что приведет к взрыву камеры сгорания.

Во-вторых, нагрев газа при сгорании приводит к увеличению скорости звука в газе (и уменьшению числа Маха), хотя газ все еще движется с той же скоростью. Форсирование таким образом скорости воздушного потока в камере сгорания ниже   1 Маха называется «тепловым дросселированием». Понятно, что чистый ГПВРД может работать при числах Маха 6–8, но в нижнем пределе это зависит от определения ГПВРД. Существуют конструкции двигателей, в которых ПВРД преобразуется в ГПВРД в   диапазоне 3–6 Маха, известные как двухрежимные ГПВРД. Однако в этом диапазоне двигатель по-прежнему получает значительную тягу от дозвукового сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Высокая стоимость летных испытаний и отсутствие наземной базы препятствовали разработке ГПВРД. Большой объем экспериментальных работ по ГПВРД проводился на криогенных установках, в испытаниях с прямым подключением или в горелках, каждая из которых имитирует один аспект работы двигателя. Далее, испорченные объекты (с возможностью контроля примесей воздуха ), хранилища с подогревом, дуговые установки и различные типы ударных туннелей имеют ограничения, которые не позволяют идеально моделировать работу ГПВРД. Летные испытания HyShot . показали актуальность моделирования 1:1 условий в ударных туннелях Т4 и HEG, несмотря на наличие холодных моделей и короткое время испытаний Испытания NASA -CIAM обеспечили аналогичную проверку для объекта CIAM C-16 V/K, а проект Hyper-X, как ожидается, обеспечит аналогичную проверку для Langley AHSTF. ЧСТФ, и 8 футов (2,4 м) HTT.

Вычислительная гидродинамика появилась лишь недавно. достигли позиции, позволяющей производить разумные вычисления при решении проблем работы 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 кинетически-ограниченного горения с использованием очень быстро реагирующих веществ, таких как водород, предъявляет серьезные требования к вычислительным ресурсам. Схемы реакций являются численно жесткими и требуют сокращенных схем реакций.

Большая часть экспериментов с ГПВРД остается засекреченной . Несколько групп, в том числе ВМС США с двигателем SCRAM в период с 1968 по 1974 год и программа Hyper-X с X-43A , заявили об успешной демонстрации технологии ГПВРД. Поскольку эти результаты не были опубликованы открыто, они остаются непроверенными и окончательного метода проектирования ГПВРД до сих пор не существует.

Окончательное применение ГПВРД, скорее всего, будет связано с двигателями, которые могут работать за пределами рабочего диапазона ГПВРД. Двухрежимные ГПВРД сочетают в себе дозвуковое и сверхзвуковое сгорание для работы на более низких скоростях, а ракетные двигатели комбинированного цикла (RBCC) дополняют традиционную ракетную двигательную установку ГПВРД, позволяя дополнительный окислитель добавлять в поток ГПВРД. RBCC дают возможность расширить рабочий диапазон ГПВРД до более высоких скоростей или более низких динамических давлений на впуске, чем это было бы возможно в противном случае.

Характеристики

Самолет

1. Не нужно переносить кислород
2. Отсутствие вращающихся частей упрощает изготовление по сравнению с турбореактивным двигателем.
3. Имеет более высокий удельный импульс (изменение количества движения на единицу топлива), чем ракетный двигатель; может обеспечить от 1000 до 4000 секунд, тогда как ракета обычно обеспечивает около 450 секунд или меньше.
4. Более высокая скорость может означать более дешевый доступ в космическое пространство в будущем.
5. Сложное/дорогое тестирование и разработка.
6. Очень высокие начальные требования к двигательной установке

В отличие от ракеты, которая быстро проходит через атмосферу преимущественно вертикально, или турбореактивного или прямоточного воздушно-реактивного двигателя, летящего на гораздо меньших скоростях, гиперзвуковой воздушно-реактивный аппарат оптимально летит по «пониженной траектории», оставаясь в атмосфере на гиперзвуковых скоростях. Поскольку у ГПВРД весьма посредственная тяговооружённость, ускорение будет ограничено. Следовательно, время пребывания в атмосфере на сверхзвуковой скорости будет значительным, возможно, 15–30 минут. Подобно возвращающемуся космическому кораблю, теплоизоляция будет сложной задачей, причем защита потребуется на более длительный срок, чем у типичной космической капсулы , хотя и меньше, чем у космического корабля "Шаттл" .

Новые материалы обеспечивают хорошую изоляцию при высоких температурах, но часто жертвуют при этом собой. Поэтому в исследованиях часто планируют «активное охлаждение», при котором охлаждающая жидкость, циркулирующая по обшивке автомобиля, предотвращает ее распад. Часто охлаждающей жидкостью является само топливо, примерно так же, как современные ракеты используют собственное топливо и окислитель в качестве охлаждающей жидкости для своих двигателей. Все системы охлаждения увеличивают вес и сложность системы запуска. Охлаждение ГПВРД таким способом может привести к повышению 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.

Удельный импульс различных двигателей

Характеристики пусковой системы сложны и во многом зависят от ее веса. Обычно летательные аппараты проектируются так, чтобы максимизировать дальность полета ( $R$), радиус орбиты ( $R$) или массовая доля полезной нагрузки ( $\Gamma$) для данного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссу между эффективностью двигателя (взлетный вес топлива) и сложностью двигателя (взлетный сухой вес), который может быть выражен следующим образом:

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

Где :

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

ГПВРД увеличивает массу двигателя $\Pi _{\text{e}}$ над ракетой и уменьшает массу топлива $\Pi _{\text{f}}$. Может быть трудно решить, приведет ли это к увеличению $\Gamma$ (что будет представлять собой увеличенную полезную нагрузку, доставляемую к месту назначения при постоянной взлетной массе автомобиля). Логика, лежащая в основе усилий по управлению ГПВРД, заключается (например) в том, что сокращение топлива уменьшает общую массу на 30%, а 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 разные предположения относительно эффективности или массы двигателя могут служить одинаково хорошими аргументами за или против транспортных средств с ГПВРД.

Кроме того, необходимо учитывать сопротивление новой конфигурации. Сопротивление всей конфигурации можно рассматривать как сумму сопротивления транспортного средства ( $D$) и сопротивление установки двигателя ( $D_{\text{e}}$). Сопротивление установки традиционно возникает из-за пилонов и связанного потока, создаваемого струей двигателя, и является функцией настройки дроссельной заслонки. Поэтому часто пишут так:

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

Где:

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

Для двигателя, сильно интегрированного в аэродинамический корпус, возможно, будет удобнее подумать ( $D_{\text{e}}$) как разница в сопротивлении по сравнению с известной базовой конфигурацией.

Общий КПД двигателя можно представить как значение от 0 до 1 ( $\eta _{0}$), по удельному импульсу двигателя:

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

Где:

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

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

Удельный импульс ракетного двигателя не зависит от скорости и обычно составляет от 200 до 600 секунд (450   с для главных двигателей космического корабля). Удельный импульс ГПВРД меняется в зависимости от скорости, уменьшаясь при более высоких скоростях, начиная примерно с 1200   с. хотя значения в литературе различаются.

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

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

это можно выразить При этом для одноступенчатого перевода на орбиту как:

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

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

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

Где $R$ – диапазон , и расчет можно выразить в виде формулы диапазона Бреге :

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

Где:

• $C_{\text{L}}$ это коэффициент подъемной силы
• $C_{\text{D}}$ это коэффициент лобового сопротивления

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

• Одноступенчатый автомобиль
• Аэродинамическая подъемная сила у заатмосферного подъемника отсутствует.

Однако они справедливы в основном для всех двигателей.

ГПВРД не может создавать эффективную тягу, если не разгоняется до высокой скорости, около   5 Маха, хотя в зависимости от конструкции он может действовать как прямоточный воздушно-реактивный двигатель на низких скоростях. Самолету с горизонтальным взлетом для взлета потребуются обычные турбовентиляторные , турбореактивные или ракетные двигатели, достаточно большие, чтобы переместить тяжелый корабль. Также потребуется топливо для этих двигателей, а также все связанные с ним монтажные конструкции и системы управления. Турбореактивные и турбореактивные двигатели тяжелые, и их скорость не может легко превысить   2–3 Маха, поэтому для достижения рабочей скорости ГПВРД потребуется другой метод движения. Это могут быть прямоточные воздушно-реактивные двигатели или ракеты . Им также потребуются собственные отдельные системы подачи топлива, конструкции и системы. Вместо этого многие предложения предусматривают создание первой ступени сбрасываемых твердотопливных ракетных ускорителей , что значительно упрощает конструкцию.

Испытание прямоточного двигателя Pratt & Whitney Rocketdyne SJY61 для Boeing X-51

В отличие от средств реактивных или ракетных двигательных установок, которые можно испытывать на земле, при испытаниях конструкций ГПВРД используются чрезвычайно дорогие гиперзвуковые испытательные камеры или дорогие ракеты-носители, что приводит к высоким затратам на оборудование. Испытания с использованием запущенных испытательных транспортных средств обычно заканчиваются разрушением объекта испытаний и приборов.

Орбитальные аппараты

Преимущество гиперзвукового воздушно-реактивного аппарата (обычно с прямоточным воздушно-реактивным двигателем), такого как Х-30, заключается в отсутствии или, по крайней мере, снижении необходимости перевозки окислителя. Например, внешний бак космического корабля "Шаттл" вмещал 616 432,2 кг жидкого кислорода (LOX) и 103 000 кг жидкого водорода (LH ₂ ) при пустой массе 30 000 кг. составляла Полная масса орбитального корабля 109 000 кг при максимальной полезной нагрузке около 25 000 кг, а для вывода узла со стартовой площадки шаттл использовал два очень мощных твердотопливных ракетных ускорителя массой 590 000 кг каждый. Если бы можно было исключить кислород, аппарат мог бы быть легче при взлете и, возможно, нести больше полезной нагрузки.

С другой стороны, ГПВРД проводят больше времени в атмосфере и требуют больше водородного топлива, чтобы справиться с аэродинамическим сопротивлением. Тогда как жидкий кислород представляет собой достаточно плотную жидкость (1141 кг/м2). ³ ), жидкий водород имеет гораздо меньшую плотность (70,85 кг/м ³ ) и занимает больше объема. Это означает, что автомобиль, использующий это топливо, становится намного больше и имеет большее сопротивление. Другие виды топлива имеют более сопоставимую плотность, например РП-1 (810 кг/м2). ³ ) JP-7 (плотность при 15 °С 779–806 кг/м ³ ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) (793,00 кг/м ³ ).

Одна из проблем заключается в том, что, по прогнозам, ГПВРД будут иметь исключительно низкую тяговооруженность, составляющую около 2, при установке на ракету-носитель. Преимущество ракеты состоит в том, что ее двигатели имеют очень высокую тяговооруженность (~ 100:1), а объем бака для хранения жидкого кислорода также приближается к примерно 100:1. Таким образом, ракета может достичь очень высокой массовой доли , что улучшает характеристики. Напротив, прогнозируемая тяговооруженность прямоточных воздушно-реактивных двигателей, равная примерно 2, означает гораздо больший процент взлетной массы двигателя (без учета того, что эта доля в любом случае увеличивается примерно в четыре раза из-за отсутствия бортового окислителя). Кроме того, более низкая тяга транспортного средства не обязательно устраняет необходимость в дорогих, громоздких и подверженных отказам высокопроизводительных турбонасосах, которые можно найти в обычных жидкостных ракетных двигателях, поскольку большинство конструкций ГПВРД, по-видимому, неспособны развивать орбитальные скорости в режиме воздушного дыхания, и следовательно, необходимы дополнительные ракетные двигатели.

ГПВРД могут быть в состоянии ускоряться примерно с   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 в   25 Маха, а другие исследования установили, что верхний предел скорости для чистого прямоточного двигателя составляет от   10 до 25 Маха, в зависимости от сделанных допущений). Как правило, ожидается, что для окончательного разгона на орбиту потребуется другая двигательная система (чаще всего предлагается ракета). Поскольку дельта-V умеренная, а доля полезной нагрузки ГПВРД высока, могут быть приемлемыми ракеты с более низкими характеристиками, такие как твердотопливные, гиперголические или простые ускорители на жидком топливе.

По теоретическим прогнозам максимальная скорость ГПВРД составляет от 12 Маха (14 000 км/ч; 8 400 миль в час) до 24 Маха (25 000 км/ч; 16 000 миль в час). Для сравнения, орбитальная скорость на низкой околоземной орбите высотой 200 километров (120 миль) составляет 7,79 километров в секунду (28 000 км / ч; 17 400 миль в час).

Термостойкая нижняя часть ГПВРД потенциально может использоваться в качестве системы входа в атмосферу, если визуализировать одноступенчатый аппарат для вывода на орбиту, использующий неабляционное и неактивное охлаждение. Если на двигателе используется абляционная защита, ее, вероятно, нельзя будет использовать после выхода на орбиту. Если используется активное охлаждение с топливом в качестве теплоносителя, потеря всего топлива при выходе на орбиту также будет означать потерю всего охлаждения системы тепловой защиты.

Уменьшение количества топлива и окислителя не обязательно приведет к снижению затрат, поскольку ракетное топливо сравнительно очень дешево. Действительно, можно ожидать, что стоимость единицы транспортного средства в конечном итоге окажется намного выше, поскольку стоимость аэрокосмического оборудования примерно на два порядка выше, чем стоимость жидкого кислорода, топлива и резервуаров, а оборудование ГПВРД, по-видимому, намного тяжелее, чем ракеты для любой заданной полезной нагрузки. . Тем не менее, если ГПВРД позволят использовать многоразовые транспортные средства, теоретически это может стать экономически выгодным. Неясно, можно ли повторно использовать оборудование, работающее в экстремальных условиях ГПВРД, достаточно много раз; все летные испытания ГПВРД продолжаются только в течение коротких периодов времени и на сегодняшний день никогда не были рассчитаны на выдержку в полете. Окончательная стоимость такого автомобиля является предметом интенсивных дискуссий. поскольку даже самые лучшие оценки расходятся во мнениях относительно того, будет ли ГПВРД выгодным. Вполне вероятно, что ГПВРД потребуется поднимать больше груза, чем ракете с такой же взлетной массой, чтобы быть столь же экономически эффективным (если ГПВРД является транспортным средством одноразового использования).

Космические ракеты-носители могут получить или не получить выгоду от наличия ступени ГПВРД. ГПВРД ракеты-носителя теоретически обеспечивает удельный импульс от 1000 до 4000   с, тогда как ракета - менее 450   с в атмосфере. Однако удельный импульс ГПВРД быстро уменьшается с увеличением скорости, и транспортное средство будет страдать от относительно низкого отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению .

Установленная тяговооруженность ГПВРД весьма невыгодна по сравнению с 50–100 типичного ракетного двигателя. В ГПВРД это компенсируется отчасти потому, что вес транспортного средства будет переноситься за счет аэродинамической подъемной силы, а не за счет чистой ракетной энергии (что приводит к уменьшению « потери гравитации »). но ГПВРД потребуется гораздо больше времени, чтобы выйти на орбиту из-за меньшей тяги, что значительно сводит на нет это преимущество. Взлетная масса ГПВРД значительно уменьшена по сравнению с ракетой из-за отсутствия бортового окислителя, но увеличена из-за конструктивных требований более крупных и тяжелых двигателей.

Будет ли этот автомобиль многоразовым или нет, до сих пор остается предметом споров и исследований.

Предлагаемые приложения

Самолет, использующий этот тип реактивного двигателя, может значительно сократить время, необходимое для путешествия из одного места в другое, потенциально позволяя долететь до любого места на Земле за 90 минут. Однако есть вопросы о том, сможет ли такое транспортное средство перевозить достаточно топлива для совершения дальних поездок. Кроме того, некоторые страны запрещают или наказывают авиалайнеры и другие гражданские самолеты, создающие звуковые удары . (Например, в США правила ФАУ запрещают сверхзвуковые полеты над сушей гражданских самолетов. )

ГПВРД был предложен в качестве одноступенчатого привязного аппарата, где   вращающийся орбитальный трос со скоростью 12 Маха будет подхватывать полезную нагрузку от аппарата на высоте около 100 км и доставлять ее на орбиту.

См. также

• Авангард (гиперзвуковой планирующий аппарат)
• Предварительно охлажденный реактивный двигатель
• Рам-ускоритель
• Шкрамджет
• САБР (ракетный двигатель)

Ссылки

Библиография

• Аэрокосмический самолет – 1961 г. Обзор аэрокосмических проектов, Том 2, № 5.
• Аспекты аэрокосмического самолета . Flight International, 2 января 1964 г., страницы 36–37.
• Сигал, Корин (2009). ГПВРД: процессы и характеристики . Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета . ISBN  978-0-521-83815-3 . Проверено 13 февраля 2016 г. {{cite book}}: |work= игнорируется ( помогите )
• Хилл, Филип Грэм; Петерсон, Карл Р. (1992). Механика и термодинамика движения (2-е изд.). Ридинг, Массачусетс : Издательская компания Addison-Wesley . ISBN  978-0-201-14659-2 . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Биллиг, Фредерик С. (1993). SCRAM — сверхзвуковая ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем . 29-я совместная конференция и выставка по двигательной технике . Монтерей, Калифорния : AIAA . дои : 10.2514/MJPC93 .
• Ингенито, Антонелла; Бруно, Клаудио (2010). «Физика и режимы сверхзвукового горения». Журнал АИАА . 48 (3): 515–525. Бибкод : 2010AIAAJ..48..515I . дои : 10.2514/1.43652 . hdl : 11573/335488 . ISSN   0001-1452 .
• «По следам ГПВРД» . Лаборатория . АВС . 17 октября 2002 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Испытание революционного реактивного двигателя» . Новости Би-би-си . Би-би-си . 25 марта 2006 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. . Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Французская поддержка российских испытаний ГПВРД» . Дайджест Skunk Works . 12 декабря 1992 года. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Шнайдер, Дэвид (2002). «Жгучий вопрос» . Американский учёный . 90 (6): 1. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель летает во время испытаний ракеты» . СпейсДейли . Ронконкома, Нью-Йорк : Сеть космических СМИ. 4 сентября 2001 г. Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Национальный план по гиперзвуку» . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли . 13 августа 2003 г. Архивировано из оригинала 7 августа 2005 г.
• Смит, Иветт (2 октября 2010 г.). «Х-43А» . Миссии . НАСА . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• «ХайШот» . Центр гиперзвука . Университет Квинсленда . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Свинерд, Грэм (2010). Как летают космические корабли: космический полет без формул . Книги Коперника . ISBN  978-1-4419-2629-6 .

Внешние ссылки

• Коволт, Крейг (17 мая 2010 г.). «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель X-51 начнет испытательный полет в мае» . Space.com . Покупка . Архивировано из оригинала 25 ноября 2010 года.
• Гинан, Дэниел П.; Дрейк, Алан; Андреадис, Дин; Беккель, Стивен А. (26 апреля 2005 г.). «Патент США: 6883330: Конструкция впускного отверстия с изменяемой геометрией для аварийно-реактивного двигателя» . ВПТЗ США . Архивировано из оригинала 17 октября 2015 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Спенсер, Генри. «Уравнение жидкостно-воздушного цикла ракеты» . Общество Острова Один. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Леонард, Дэвид (16 августа 2002 г.). «Результаты уже получены: успешные испытания ГПВРД HyShot» . Space.com . Архивировано из оригинала 26 сентября 2009 года.
• Уикхэм, Крис (28 ноября 2012 г.). «Британская компания заявляет о самом большом прорыве в разработке двигателей со времен создания реактивного самолета» . Рейтер . Корпорация Томсон Рейтер . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Сатиш, Кумар. «Разработка камеры сгорания ГПВРД» (PDF) . Институт горения (индийское отделение). Архивировано (PDF) из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Ван, Брайан (10 июня 2011 г.). «У компании Aerojet есть новые планы создания многоразовых гиперзвуковых аппаратов со скоростью 7 Маха» . Новое Большое Будущее. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.