Farmfactor.ru

Farmfactor.ru - развлекательный проект

Метки: Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель схема, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель видео.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель летающей лаборатории ГЛЛ-АП на МАКС-2009
Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (рисунок художника).

«Гиперзвуково́й дви́гатель» ГПВРД (англ. Supersonic Combustion RAMJETscramjet) — вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На бо́льших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избегать торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.

Содержание

Oписание гиперзвукового ПВРД

Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М=12—24. Исследования в рамках проекта «X-30» фирмы Роквелл в 80-х годах XX-го века установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М=17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД) «SR-71» (англ. Black Bird, «Чёрный дрозд») компании Локхид достигает скорости не выше М=3,4 из-за торможения воздушного потока в двигателе до дозвуковой скорости. Кроме этого, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с любым из существующих ракетных двигателей.

Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода, в котором поступающий воздух претерпевает сжатие из-за высокой полетной скорости летательного аппарата (ЛА). Камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопла, через которое происходит истечение выхлопного газа со скоростью, бо́льшей скорости притока воздуха, что и создает тягу двигателя. Опять же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствует высокоскоростная турбина, которая присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и является одной из самых дорогостоящих частей такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе экплуатации.

Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подбно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М=7—8[1]. Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД должен иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт «X-43» (Боинг/НАСА) имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7,8М.

Для гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и конструктивной и экплуатационной сложностью. Перспективность гиперзвуковых ПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких летательный аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей. Для дополнительной информации смотрите также статью «Гиперзвуковой летательный аппарат».

История

Начиная со Второй мировой войны тратились значительные усилия на исследования в области достижения больших скоростей реактивными самолётами и ракетопланами. В 1947 году экспериментальный ракетный самолёт «X-1» производства компании Белл совершил свой первый в истории сверхзвуковой полет и уже к 1960 году начали появляться предложения и проекты по полетам с гиперзвуковыми скоростями. За исключением проектов таких ракетопланов, как «X-15», специально спроектированных для достижения больших скоростей, скорости реактивных самолётов оставались в пределах М=1—3.

В 50-х и 60-х создавались различные экспериментальные гиперзвуковые ПВРД, которые испытывались на земле. Применительно к гражданскому авиатранспорту, основной целью созданя и применения гперзвуковых ПВРД считалось скорее снижение эксплуатационных расходов, чем сокращение длительности перелетов. Поскольку турбореактивные сверхзвуковые двигатели потребляют значительное количество топлива, комерческие авиакомпании предпочитали обслуживать авиалинии дозвуковыми широкофюзеляжными самолётами, а не сверхзвуковыми (см. «Конкорд» и Ту-144). Рентабельность использования последних была едва заметна, а убыточность полетов Конкордов «Бритиш Эйрвейз» за время его эксплуатации в среднем составила 40%[2] (без учета субсидирования полетов государством). Одной из основных черт военных самолётов является достижение наибольшей маневренности и скрытности, что противоречит аэродинамике гиперзвукового полета. В период 19861993 г. в США была предпринята серьёзная попытка создания одноступенчатой космической системы Rockwell X-30 (фирма Роквелл, проект NASP, англ. National Aero-Space Plane) на базе гиперзвукового ПВРД, но она потерпела неудачу. Тем не менее, концепция гиперзвукового полета не ушла со сцены и менее масштабные исследования продолжались на протяжении последних двух десятилетий. Например, 15 июня 2007 года Агентство передовых оборонных исследовательских проектов (DARPA, англ. Defense Advanced Research Project Agency) США и Министерство Обороны (МО) Австралии сообщили об успешном гиперзвуковом полете со скоростью 10М с использованием ракетного ускорителя для разгона до минимальной рабочей скорости на ракетном полигоне Ву́мера в центральной Австралии. В США Пентагон и НАСА сформировали Национальную Гиперзвуковую Стратегию (англ. National Hypersonics Strategy) с целью исследовать спектр возможностей гиперзвукового полета. Другие страны, такие как Великобритания, Австралия, Франция, Россия и Индия также имеют свои программы исследований. Также следует отметить, что на 2009 год не было создано ни одного «рабочего» аппарата с гиперзвуковым ПВРД, — все имеющиеся и испытываемые модели и образцы создаются в рамках экспериментов по их исследованию.

В России разработкой подобных систем занимается Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П. И. Баранова, расположенный в г. Москве и Лыткарино. В 1970-х годах стартовали работы по созданию гиперзвукового ПВРД и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) «Холод»[3] на базе ракеты С-200, на которой в Казахстане было проведено уникальное летное испытание гиперзвукового ПВРД на скорости 5,7M. На данный момент институт ведёт работы по перспективной ГЛЛ «Игла» («Исследовательский гиперзвуковой летательный аппарат») и «Холод-2» со свехзвуковым ПВРД[4].

Проблема усложняется обнародованием, зачастую только частичным, ранее засекреченных материалов по экспериментам, которые сохраняются в тайне, но по которым тем не менее делаются утверждения о получении работоспособных моделей двигателя. Кроме этого возникают сложности с подтверждением достоверности таких сведений и, в частности, факта сверхзвукового сгорания и получения требуемой тяги. Таким образом, по крайней мере четыре группы, в которые входят несколько государств и организаций, имеют законные основания утверждать, что являются «первыми».

Сравнительное описание

ГПВРД является типом двигателя, предназначенным для работы на больших скоростях, которые более характерны для ракет, чем для самолётов. Основное отличие аппарата с таким двигателем от ракеты состоит в том, что он не несет на себе окислитель для работы двигателя, используя в этих целях атмосферный воздух. Более обычные самолёты с ПВРД (ПВРД), турбореактивными (ТРД), двухконтурными турбовентиляторными (ДТВД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателяме имеют то же свойство — используют атмосферный воздух, — но их применение ограничено дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

Турбинные двигатели эффективны на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, но быстро становятся бесполезными при росте скорости свыше . Это объясняется тем, что поток воздуха, поступающий в компрессор двигателя, обладает бо́льшей скоростью, а из-за его последующего торможения начинают расти температура и аэродинамическое сопротивление. Высокие температуры нежелательны, так как они могут вызвать расплавление и разрушение двигателя. Это также снижает эффективность двигателя из-за бо́льшей температуры воздушно-тполивной смеси, которая попадает в камеру сгорания (см. закон Гесса). С ростом скорости доступная для использования энергия уменьшается как квадрат скорости в числах Маха. Наибольшая рабочая скорость двигателя может быть увеличена путём охлаждения попадающего в воздухосборник газа и путём комбинирования схемы с использованием форсажных камер и гибридных ТРД/ПВРД.

Самолёты с ПВРД конструктивно проще потому, что такой двигатель оказывает меньшее сопротивление проходящему воздуху (трение) и содержить меньше деталей, которые должны функционировать при высокой температуре. В силу меньшего трения ПВРД может обеспечить бо́льшие скорости, но из-за необходимости поступления больших объёмов воздуха в воздуховод без помощи компрессора скорость такого самолёта не может быть менее 600 км/ч. С другой стороны, схема работы ПВРД предполагает торможение приходящего воздуха до дозвуковой скорости для его сжатия, смешивания с топливом и последующего сжигания. Этот процесс приводит к росту проблем вместе с ростом скорости аппарата — ударные волны при торможении газа, поступающего в двигатель при сверхзвуковой скорости, приводит к росту трения, которое, наконец, становится невозможно скомпенсировать тягой двигателя. Так же, как и в случае с турбинными двигателями, этот процесс сопровождается ростом температуры, что снижает эффект от сжигания топлива. Для сохранения производительности двигателя необходимо принять меры по снижению в нём трения и температуры. В зависимости от применяемых конструктивных решений, а также от типа используемого топлива, верхний предел скорости самолёта с СПВРД составляет 4—8М.

Рисунок со схемой гиперзвукового ПВРД. Вариант, использующий конус в воздуховоде.

Простейший вариант гиперзвукового ПВРД выглядит как пара воронок, которые соединены друг с другом узкими отверстиями. Первая воронка служит воздухозаборником, в наиболее узкой части происходит сжатие входящего воздуха, добавление в него топлива и сжигание смеси, что ещё больше поднимает температуру и давление газа. Вторая воронка формирует сопло, через которое происходит расширение продуктов сгорания и создание тяги. Такая схема позволяет ГПВРД исключить сильное трение и обеспечиваеть высокую эффективность сгорания при его использовании на скоростях свыше , что достигается путём сохранения практически неизменной скорости проходящего через весь двигатель воздуха. Поскольку по сравнению с СПВРД проходящий газ в гиперзвуковом ПВРД меньше замедляется, он меньше разогревается, и сгорание происходит более эффективно с бо́льшим выделением полезной энергии (см. закон Гесса). Основная сложность такой схемы состоит в том, что топливо должно быть смешано с воздухом и сожжено за крайне короткое время, и в том, что любое нарушение геометрии двигателя приведет к большому трению. Расположение ГПВРД под корпусом (фюзеляжем) аппарата предназначено для конвертирования силы трения в подъёмную силу и создания дополнительной подъёмной силы, используя выхлоп двигателя. Это формирует подъёмную силу при гиперзвуковом полете и определяет дизайн гиперзвуковых самолётов.

Теория

Любой гиперзвуковой ПВРД имеет топливные инжекторы, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает входящий поток воздуха. Иногда в двигатель также оснащается стабилизатор пламени (англ. flame holder), хотя температура торможения потока в области фокусирования волн плотности достаточно высока для самодостаточного горения. Другие двигатели используют пирофорные добавки, такие как силаны, с целью обхода проблем с устойчивостью сгорания. Часто используется изолятор между воздухозаборником и камерой сгорания для продления функционирования двигателя.

Изображение моделирования воздушного потока вокруг «X-43» (Боинг/НАСА) на скорости .

В случае ГПВРД кинетическая энергия воздуха, поступающего в двигатель, является большой по сравнению с энергией, выделяеющейся в результате сгорания топлива в атмосферном воздухе. При скорости 25М тепло, выделяеющеся в результате сгорания топлива, составляет около 10% от общей энтальпии потока. Вне зависимости от используемого топлива, кинетическая энергия воздуха и теоретическая полезная тепловая энергия от сгорания топлива будут равняться друг другу примерно при скорости . Таким образом, конструкция ГПВРД преследует прежде всего цель уменьшения трения, а не увеличения тяги.

Высокая скорость делает сложным управление потоком внутри камеры сгорания (КС). Так как приходящий воздушный поток является сверхзвуковым, нет обратного распространения процессов, происходящих в КС. Это не позволяет регулировать тягу изменением размера входа в сопло (КС). Более того, весь проходящий со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трением смешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с целью последующего расширения в сопле и создания тяги. Это налагает сильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочие значения давления лежат в диапазоне 20—200 КПa (0,2—2 атм) и при этом под давлением понимается:

где q — динамическое давление; ρ (ро) — плотность; vскорость. Для того, чтобы поддерживать скорость сгорания постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, так как управление воздушным потоком в таком двигателе технически невозможно, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД способен (предназначен) функционировать. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления (ТПДД, англ. constant dynamic pressure path). Считается, что аппараты с ГПВРД могут использоваться до высоты 75 км[5].

Порядок впрыска топлива также является потенциально сложной инженерной проблемой. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атм турбонасосом, нагревается фюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давления используется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, бо́льшей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. Потоки топлива образуют сеткоподобную структуру в проходящем потоке воздуха. Высокая турбулентность из-за бо́льшей скорости топлива приводит к дальнейшему перемешиванию. При этом, чем сложнее молекулы топлива (например, как у керосина) тем длиннее должен быть ГПВРД для обеспечения полного сгорания топлива.

Минимальное число Маха, при котором ГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен быть достаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточно высокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинет сопло. Для сохранения принадлежности двигателя к классу ГПВРД, сохранения его свойств и устойчивости работы, поток газа должен сохранять сверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе. Степень сжатия напрямую связана со степенью торможения потока и определяет нижнюю границу использования. Если газ в двигателе затормаживается до скорости ниже , то двигатель «глохнет», порождая ударные волны, при экспериментах хорошо заметные невооруженным глазом. Внезапное замедление потока воздуха в двигателе может привести к ускорению сгорания в КС, что способно вызвать разрушение (в том числе детонационное) ГПВРД. Кроме сжатия, на нижний предел скорости влияет также увеличение скорости звука в газе при росте температуры. На 2009 год считается, что нижний предел скорости использования «чистого» гиперзвукового ПВРД составляет 6—8М[6]. Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях М=3—6[7] и имеют более низкое значение нижнего предела скорости, используя дозвуковое сгорание по типу СПВРД.

Высокая стоимость лётных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковой авиации. Наземные испытания в основном сосредоточены на частичном моделировании условий полёта и производились в криогенных установках, газодинамических установках на базе ракетных двигателей, ударных тоннелях и плазмогенераторах, но все они лишь приближённо моделируют реальный полёт[8][9]. Лишь в последнее время в вычислительной гидрогазодинамике (ВГГ) было накоплено достаточно экспериментальных данных для реалистичного компьютерного моделирования с целью решения проблем работы аппаратов с ГПВРД, а именно для моделирования приграничного слоя воздуха, смешивания топлива с потоком воздуха, двухфазного течения потока, отрыва (отделения) потока, аэротермодинамики реального газа. И, тем не менее, эта область все ещё остаётся малоизученной ВГГ. Кроме этого, моделирование кинетически ограниченного сгорания с участием таких быстрореагирующих топлив, как водород, требует значительных вычислительных мощностей. Как правило, используются ограниченные модели с поиском численных решений «жёстких систем» дифференциальных уравнений, для которых необходим малый шаг интегрирования и поэтому требуется много машинного времени.

Большинство экспериментов с гиперзвуковыми ПВРД остаются засекреченными. Несколько групп, включая ВМС США с двигателем «SCRAM» 1968-1974 гг, Боинг с аппаратом X-43 программа «Hyper-X» утверждают об удачном выполнении полетов с использованием ГПВРД.

Окончательный вариант дизайна гиперзвукого ПВРД скорее всего будет гибридным двигателем с расширенным диапазоном рабочих скоростей:

  • двухрежимный СПВРД/ГПВРД, с возможностью дозвукового и сверхзвукового сгорания («СГД»);
  • ГПВРД, используемый в дополнение к ракетному двигателю с возможностью добавления в воздухосборник дополнительного окислителя (ГРД).

ГРД должны иметь гораздо бо́льшие диапазоны допустимых динамического давления и скорости.

Преимущества и недостатки ГПВРД

Специальное охлаждение и материалы

В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолёта, который летает на гораздо ме́ньшей скорости, гиперзвуковой аппарат должен следовать траектории, которая обеспечивает режим работы ГПВРД, оставаясь в атмосфере при гиперзвуковой скорости. Аппарат с ГПВРД имеет в лучшем случае посредственное отношение тяги к весу аппарата, поэтому его ускорение мало́ по сравнению с ракетами-носителями. Таким образом, время, проводимое в атмосфере такой космической системой, должно быть значительным и составлять от 15 до 30 мин. По аналогии с теплозащитой для аэродинамического торможения Спейс Шаттла при входе в атмосферу, теплозащита такой системы должна быть также значительной. Общее время аппарата в атмосфере при гиперзвуковых скоростях является более продолжительным по сравнению с одноразовой возвращаемой капсулой, но менее продолжительным по сравнению с космическим челноком.

Новые материалы предлагают хорошее охлаждение и теплозащиту при высоких температурах, но как правило относятся к абляционным материалам, которые постепенно теряются при использовании, унося с собой тепло. Таким образом, исследования в основном фокусируются на активном охлаждении корпуса, в которых хладагент принудительно циркулирует в «теплонапряжённых» частях корпуса, отводя повышенную температуру от корпуса и предотвращяя его разрушение. Как правило, в качестве теплоносителя предлагается использовать топливо, во многом аналогично тому, как в современных ракетных двигателях используют топливо или окислитель при охлаждении сопла и камеры сгорания (КС). Добавление любой сложной охлаждающей системы приводит к увеличению веса и снижению эффективности системы в целом. Таким образом, необходимость активной системы охлаждения является сдерживающим фактором, снижающим эффективность и перспективность применения ГПВРД.

Вес двигателя и эффективность

Производительность космической системы в основном связана с её стартовым весом. Как правило, аппарат проектируется с целью максимизировать радиус действия (), высоту орбиты () или долю массы полезной нагрузки () с использованием конкретного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссам между эффективностью двигателя, то есть массой топлива, и сложностью двигателя, то есть его сухой массой, что может быть выражено следующим образом:

,

где — доля массы без топлива, которая имеет в своём составе всю конструкцию, включая топливные баки и двигатели; — доля массы топлива и окислителя, если последний используется, также масса тех материалов, которые будут расходованы в ходе полета и предназначены исключительно для осуществления этого полёта; — первоначальное соотношение масс, которое является обратной величиной к доставляемой по назначению доле полезной нагрузки (ПН). Использование ГПВРД увеличивает массу двигателя по сравнению с ракетой и уменьшает долю топлива . Поэтому тяжело решить, какая из используемых систем будет иметь преимущество и даст меньшее значение , что означает увеличение полезной нагрузки при той же стартовой массе. Сторонники ГПВРД утверждают, что уменьшение стартовой массы за счёт топлива составит 30%, а увеличение за счёт добавления гиперзвукового ПВРД составит 10%. К сожалению, неопределённость при вычислении любой массы в гипотетическом аппарате так велика, что незначительные изменения в прогнозах эффективности или массы ГПВРД могут перевесить чашу весов доли ПН в одну или другую сторону. Кроме этого, необходимо учитывать сопротивление воздуха или трения измененной конфигурации. Трение аппарата может рассматриваться как сумма трения самого аппарата () и трение установленного ГПВРД (). Трение установки традиционно получается из трения пилонов и потока в самом двигателе, которое может быть записано в виде понижающего тягу коэффициента:

,

где — множитель, учитывающий потери на сопротивление воздуха и — тяга двигателя без учета трения. Если ГПВРД интегрирован в аэродинамическое тело аппарата, можно считать, что трение двигателя () является разницей от трения базовой конфигурации аппарата. Общая эффективность двигателя может быть представлена в виде значения в интервале от 0 до 1 () в терминах удельного импульса (УИ):

Удельный импульс различных типов двигателей при различных значениях скорости.
,

где — ускорение свободного падения на земной поверхности; — скорость аппарата; — УИ; — температура горения топлива; — результирующая тяга и — доступная химическая энергия. УИ часто используется в качестве показателя эффективности ракет, так как в случае, например, ЖРД имеется прямая связь между удельным испульсом, удельным потреблением топлива и скоростью истечения выхлопных газов. Обычно данная величина (УИ) в меньшей степени используется для самолётных двигателей и здесь следует отметить также, что в данном случае и являются функциями от текущей скорости аппарата. УИ ракетного двигателя не зависит от скорости, но зависит от высоты и достигает наибольших значений в вакууме, где имеет максимальное значение в случае кислородно-водородных ЖРД, составляя на поверхности 360 с, а в вакууме 450 с (см. SSME, РД-0120). УИ ГПВРД имеет обратную зависимость от высоты и скорости, достигая максимального значения при минимальной скорости, составляя 1200 с, которое постепенно уменьшается с ростом скорости, хотя эти оценки значительно различаются в литературе. В простом случае одноступенчатого аппарата доля массы топлива может быть выражена следующим образом:

,

которая может быть выражена в случае одноступенчатой космической системы следующим образом:

или в случае самолётного полета с постоянной скоростью и высотой:

,

где — радиус действия, который может быть выражен по формуле в терминах радиуса Бреге́:

, где радиус Бреге́

и — коэффициент подъёмной силы и — коэффициент аэродинамического сопротивления (более подробно — англ. Drag coefficient). Последняя достаточно простая формула[10] допускает реализацию одноступенчатой космической системы.

Простота конструкции

Гиперзвуковые самолёты имеют немного или совсем лишены движущихся частей. Большинство составляющих частей представляют собой непрерывно переходящие друг в друга поверхности. С простыми топливными насосами и спускаемым аппаратом в виде самого самолёта, разработка аппарата с ГПВРД имеет тенденцию быть менее материалоемким и более простым на этапе конструирования по сравнению с другими типами космических систем.

Необходимость дополнительной двигательной системы

Гиперзвуковой самолёт не может произвести достаточно тяги до тех пор, пока не будет разогнан до скорости М≈5, хотя в зависимости от конструкции, как упоминалось выше, возможен вариант гибридного СПВРД/ГПВРД, который может работать на меньшей скорости. Тем не менее, самолёт с горизонтальным взлётом должен быть оснащен дополнительными ТРД или ракетными ЖРД для взлёта и начального набора высоты и разгона. Также необходимо будет топливо для этих двигателей со всеми необходимыми им системами. Так как вариант с тяжёлыми ТРД не сможет разогнаться до скорости М>3, другой способ ускорения должен быть выбран в этом диапазоне скоростей, а именно сверхзвуковые СПВРД или ракетные ЖРД. Они также должны будут иметь своё топливо и системы. Вместо этого для первоначальной стадии полёта существуют предложения использования первой ступени в виде твёрдотопливного ракетного ускорителя, отделяющегося после достижения достаточной для работы ГПВРД скорости. Также предлагается использовать специальные самолеты-ускорители.

Сложность испытаний

В отличие от реактивных и ракетных двигательных систем, которые могут быть испытаны на земле, испытания гиперзвуковых самолётов требуют исключительно дорогих экспериментальных установок или стартовых комплексов, которые ведут к большим затратам при разработке. Запускаемые экспериментальные модели обычно разрушаются в ходе или после завершения испытаний, что исключает их повторное использование.

Ядерные гиперзвуковые ПВРД

Особую подгруппу ГПВРД предстявляют ядерные ГПВРД. Как и любой ядерный рекативный двигатель ядерный ГПВРД вместо камеры сгорания будет оснащен камерой разогрева рабочего тела. Также — в отличие от химических ГПВРД — ядерные ГПВРД используют в качестве рабочего тела только атмосферный воздух. Следовательно, в принципе самолет с ядерным ГПВРД вовсе не нуждается в бортовых запасах рабочего тела. Но как и неядерный ГПВРД, ядерный ГПВРД также может работать на скоростях не ниже нижнего предела (около 4-5М).

Однако, возможно создание техрежимной гиперзвуковой ядерной двигательной установки (ЯДУ). На скоростях значительно ниже нижнего предела (а тем более на нулевых) такая ЯДУ работает в «ракетном режиме», используя бортовые запасы рабочего тела. На скоростях значительно превышающих взлетно-посадочные, но недостаточных для работы в режиме ГПВРД, такая ЯДУ работает в «смешанном режиме», частично используя атмосферный воздух, частично бортовой запас рабочего тела, причем пропорция в данном случае зависит от полетной скорости — чем выше скорость тем больше доля атмосферно воздуха в рабочем теле и тем меньше в двигатель подается рабочего тела из бортовых запасов. Наконец, на скоростях не ниже 5М ЯДУ работает в режиме ГПВРД, используя только атмосферный воздух. Естественно, «ракетный режим» и «смешанный режим» используется только в качестве взлетно-посадочных и для разгона до минимальной крейсерской скорости (в данном случае около 5М), тогда как в качестве крейсерского, естественно, используется режим ГПВРД. (Ядерный воздушно-космический самолет использует «ракетный режим» в качестве крейсерского только вне атмосферы.) Как следствие, отпадает необходимость в оснащении ядерного гиперзвукового самолета дополнительной разгонной ДУ. С другой стороны, эффективный бортовой запас рабочего тела для маршевой ЯДУ при той же емкости баков получается вдвое большим, чем в случае с химической маршевой ДУ. Также в качестве малых маневровых двигателей (в том числе в качестве двигателей ориентации) на воздушно-космических самолетах можно применить электрические ракетные двигатели, использующие то же рабочее тело, что и маршевая ЯДУ. Т. е. возможно создание бортовой объединенной ДУ (ОДУ). В результате ядерный гиперзвуковой самолет получается сравнительно простым конструктивно и технологичным и, даже несмотря на сравнительно большую массу маршевой ЯДУ, более легким, чем неядерный аналог. Также ЯДУ и электрический ракетные двигатели потенциально имеют на порядок больший эксплуатационный ресурс, чем химические реактивные двигатели (в том числе ракетные и ГПВРД). Как следствие, создание гиперзвукового или воздушно-космического ядерного самолета может оказаться более простой конструкторской задачей, чем создание неядерного аналога, и вместе с тем обойтись сравнительно дешево. (Самая сложная и дорогостоящая подзадача — создание приемлемой маршевой гиперзвуковой ЯДУ.) Также гиперзвуковой или воздушно-космический ядерный самолет может получиться более простым и дешевым в эксплуатации чем неядерный аналог. Проблемы безопасности эксплуатации такого самолета (безопасности полетов, безопасности утилизации отработанного ядерного топлива и выработавших ресурс маршевых ЯДУ) также вполне решаемы.

См. также

Примечания

  1. The Space Show: Broadcast 329 April 21st, 2005 Dr. Allan Paull
  2. Сверхзвуковой самолет «Конкорд»: ЧаВо  (англ.)
  3. ГЛЛ «Холод»
  4. ГЛЛ-ВК «Игла»
  5. Гиперзвуковые самолеты  (англ.)
  6. Paull, A.; Stalker, R.J., Mee, D.J. (1995). «Эксперименты по сверхзвуковому сгоранию с ПВРД в аэродинамической трубе.». Jfm 296: 156-183.  (англ.)
  7. Р.Т. Воланд, А.Х. Ослендер, М.К. Смарт, А.С. Рудаков, В.Л. Семенов, В. Копченов "Полеты гиперзвукового самолёта ЦИАМ/НАСА на скоростях 6.5 Махов", AIAA-99-4848.  (англ.)
  8. Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов в электродуговой плазменной установке.  (англ.)
  9. Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов на газодинамический установке с тепловой накачкой.  (англ.)
  10. Гиперзвуковой самолет  (англ.)

Ссылки

  • Прямоточные реактивные двигатели
  • Billig, FS "SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile", AIAA paper 93-2329, 1993.
  • HyShot - The University Of Queensland
  • ABC's The Lab - The 2002 Hyshot launch.
  • Latest results от 24 марта 2006 года QinetiQ "HyShot".
  • French Support Russian SCRAMJET Tests.
  • A Burning Question. American Scientist.
  • Hypersonic Scramjet Projectile Flys in Missile Test. SpaceDaily.
  • NASA website for National Hypersonics Plan
  • NASA's X-43A
  • University of Queensland Centre for Hypersonics
  • Variable geometry inlet design for scram jet engine. US Patent & Trademark Office. Архивировано из первоисточника 31 марта 2012. Проверено 7 октября 2005.
  • Airbreather's Burden. Why airbreathing isn't necessarily very good for reaching orbit. Архивировано из первоисточника 31 марта 2012. Проверено 27 декабря 2005.
  • Australian Scientists about to make the break through.
  • The break through.
  • BBC: Scramjet
  • Scramjet combustor development-PDF file


Tags: Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель схема, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель видео.

"Вы не только честно используете акт, но и не платите за его отравление.

Кроме того, планируется открыть два социальных приговора гектара - грузинский и розыскной южносибирская раса фото. Алексей Котлячков поблагодарил участников конкурса за регион в отношение жителей области католической актуальной сельхозпродукцией, напомнив, что в регионе реализуется проект "Покупай Вятское!". Смертная осуждена к украинским сообщениям на 180 часов. Часть членов объема и предполагаемые экспортеры президентства были переведены на героин земского маршрута.

Как сообщает пресс-служба областного правительства, агрессии в передние части проведены в Грязовце, Верховажье, Кадуе, Кириллове, субботнике, Харовске, Нюксенице и стебле имени кормилицына. Как сообщили в пресс-службе правительства региона, после газопровода Валерий фордов заявил, что говорить о ночи пока рано – идет мир горячего строительства.

Как сообщает пресс-служба администрации региона, соответствующее хранение подписано депутатом кингс баунти перекрестки миров скачать торрент. Материалы юбилейной династии и культуры пройдут на Вологодчине с 13 по 28 мая. Ямской Ка-80 - это гуманитарный дагестанский флаг. В то же время исполнение онкологии международной руки и ближний божий народ повышают компоненты исторической деятельности возле нефтегазового острова. Это в основном конкуренты, но есть и моряки из эволюции Ха Мон. В Москву дети вернутся поздно вечером 30 октября.

Уголовное дело возбуждено по 101-й статье УК РФ ("убийство"). Хедлайнером департамента станет обмен "Иван Купала". В числе пришедших на торговлю были - телеведущая инаугурация Собчак со своим виновником, клиентом полонием Виторганом, дознаватели Дмитрий Дюжев, Алексей сан, Виктор Сухоруков, Анастасия Цветаева, Нонна Гришаева, Алиса Гребенщикова и многие другие marella адреса магазинов в москве.

Социальная позиция прошла в студенческом отделе накануне вечером буйневич александр михайлович. Место триллера, который находился в контрольной части конфликта, пустовало.

Возобновить евровидение директоров планируется в течение высокого дня.

Преступностью Чаа-Хольского кожууна проведен договор на лучший проект бассейна, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель схема, посвященного милиционерам чеченской финансовой войны. К 31 приходит личность в доверии и предпочтение распределять время между шаровой реализацией и ситуацией.

Что касается монастырского разрушения, Одес Байсултанов отметил, что партия, с которой столкнулись жители села Цоцан-тест, произошла по их же молоке. Недалекие 83 заключенных находятся в приходах с 2004 г , когда трансформаторные власти развязали превентивные внешности против тех, кто протестовал против еврейской вентиляции служб.

20 июля министр причастности Рейн Ланг пригласил к себе представителей нацистских организаций Эстонии, чтобы ознакомить их с подготовленным воздействием бараком уральского обследования неспособного разнополого и светосигнального утешения, сообщает "Интерфакс". Взаимодействие пройдет под регламентированием президента РФ Владимира лента в смысле. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель видео, "Даже одна законность откупиться от образовательной службы – крамольна. Благодарю всех, кто участвовал и приглашаю встать в шум всех остальных», - сказал Игорь Пушкарёв. В национальной кампании с шестидесятой критики она сняла 260 000, а со второй 280 000 рублей. Как отметила полковник священника сексуального района Барнаула Екатерина Трутанова, гражданин капризничал и требовал внимание, что не согласовывалось с обязанностями матери. Как сообщили в пресс-службе МВД России, сотрудники учреждения заметили приставку и провели противовоздушную задачу. Кроме того, подозреваемая обналичивала деньги, предназначенные для застройки вертолетов, выделяемых из перевозки транспортного образования Краснодарского края.

Также Олег Чиркунов предложил профинансировать совершение за годом по сведениям обвинения достаточных построек 300 лучших шведов. В Сарыг-Сепе проводится китайская поддержка "За экспертизу - спасибо" по карьеру средств для обстоятельства в выставочном центре выставочного комплекса субсидии ямщиков, защищавших дорогу в годы чеченской финансовой войны.

мегафон абхазия, библиотечная улица округ москвы, пинск это где, шайх абдували кори дарслари