Hypersonic ramjetmotor

En hypersonisk motor (scramjet) är en  variant av en ramjetmotor (ramjet) designad för installation på motsvarande flygplan som når hypersoniska hastigheter , vilket skiljer sig från den vanliga överljudsförbränningen . Vid höga hastigheter, för att bibehålla motorns effektivitet, är det nödvändigt att undvika kraftig retardation av den inkommande luften och att bränna bränsle i en överljudsluftström.

Beskrivning av den hypersoniska ramjeten

Den övre hastighetsgränsen för en hypersonisk ramjet (scramjet) utan användning av ytterligare oxidationsmedel uppskattas till M 12-24. Forskning inom Rockwell X-30- projektet på 1980-talet fastställde en övre hastighetsgräns för driften av en scramjetmotor, motsvarande M17 i samband med tillhandahållandet av villkor för förbränning i motorn. Som jämförelse kan nämnas att det snabbaste bemannade flygplanet som drivs av Lockheeds Lockheed SR-71 "Blackbird" överljudskombinerade turbojetmotorer når hastigheter som inte är högre än M3.4. Till skillnad från en raketmotor använder en scramjet inte oxidationsmedlet som transporteras tillsammans med fordonet, utan atmosfärisk luft, så den har teoretiskt sett en mycket högre motoreffektivitetsindikator - specifik impuls jämfört med de flesta befintliga raketmotorer.

Liksom en överljudsramjet, består en hypersonisk ramjet av en luftkanal som har en avsmalning - ett luftintag , där luften som kommer in i den med flyghastigheten för ett flygplan (LA) saktas ner och komprimeras, en förbränningskammare , där bränsle är bränt, ett munstycke , genom vilket gasformiga bränsleförbränningsprodukter vid en hastighet högre än flyghastigheten, vilket skapar motorkraft . Liksom en överljudsramjet har en hypersonisk ramjet få eller inga rörliga delar. I synnerhet saknar den kompressorn och turbinen , som finns i en turbojetmotor (TRD) och är de dyraste delarna av en sådan motor, samtidigt som den är en potentiell källa till problem under drift.

För att driva en hypersonisk ramjet behöver den överljudsluftflöde passera genom den. Därför, precis som en supersonic ramjet, har en hypersonisk ramjet en minimihastighet som den kan arbeta med, ungefär lika med M7-8 [1] . Således behöver en anordning med en hypersonisk ramjet ett annat sätt att accelerera till en hastighet som är tillräcklig för driften av en hypersonisk ramjet. En hybrid överljuds/hypersonisk ramjet kan ha en lägre minimihastighet, och vissa källor indikerar att Boeing X-43 experimentella hypersoniska flygplan har en sådan motor. De senaste testerna av X-43 utfördes med hjälp av en raketbooster som avfyrades från ett flygplan och accelererade denna enhet till en hastighet av 7,8M.

Hypersoniska fordon kännetecknas av problem som är förknippade med deras vikt och design och driftskomplexitet. Utsikterna för hypersoniska ramjetmotorer diskuteras aktivt, främst eftersom många av parametrarna som i slutändan kommer att avgöra effektiviteten hos ett flygplan med en sådan motor förblir osäkra. Särskilt detta är också förenat med betydande kostnader för att testa sådana flygplan. Välfinansierade projekt som X-30 lades på is eller avbröts tills experimentella modeller byggdes.

Historik

Sedan andra världskriget har betydande ansträngningar lagts på forskning inom området för att uppnå höga hastigheter med jetflygplan och raketplan . 1947 gjorde det experimentella raketflygplanet Bell X-1 sin första överljudsflygning någonsin, och 1960 började förslag och projekt för flygningar i hypersonisk hastighet dyka upp. Med undantag för konstruktioner för raketplan som den nordamerikanska X-15 , som var speciellt konstruerade för att uppnå höga hastigheter, förblev hastigheterna för jetflygplan inom M1-3-intervallet.

På 1950- och 1960 -talen skapades olika experimentella hypersoniska ramjets och testades på marken. När det gäller civila flygtransporter ansågs huvudmålet med att skapa och använda hypersoniska ramjetmotorer vara en minskning av driftskostnaderna snarare än en minskning av flygtidens varaktighet. Eftersom överljudsturbojetmotorer är mer komplicerade än underljudsmotorer, och överljudsflygplan är mer komplicerade och har en lägre aerodynamisk kvalitet än underljudsmotorer, förbrukar överljudsflygplan utrustade med en turbojetmotor betydligt mer bränsle än underljudsflygplan. Därför föredrog kommersiella flygbolag att betjäna flygbolag med subsoniska bredkroppsflygplan snarare än överljudsflyg ( Concorde och Tu-144 ). Lönsamheten av att använda den senare var knappt märkbar, och olönsamheten för British Airways Concorde-flygningar under dess drift var i genomsnitt 40 % [2] (exklusive statligt subventionerade flygningar).

En av huvuddragen hos militära flygplan är att uppnå den största manövrerbarheten och smygförmågan, vilket strider mot aerodynamiken för hypersonisk flygning. Under perioden 1986-1993 gjordes ett seriöst försök i USA att skapa ett enstegs rymdsystem Rockwell X-30 (firman Rockwell International , projekt NASP, English  National Aero-Space Plane ) baserat på en hypersonisk ramjet, men det misslyckades. Begreppet hypersonisk flygning har dock inte försvunnit från scenen, och mindre skala forskning har fortsatt under de senaste två decennierna. Till exempel, den 15 juni 2007 rapporterade DARPA och det australiensiska försvarsdepartementet en framgångsrik 10M hypersonisk flygning med en raketbooster för att nå lägsta arbetshastighet vid Woomera Missile Range i centrala Australien. I USA bildade Pentagon och NASA National Hypersonic Strategy för att utforska spektrumet av hypersonisk flygning .  Storbritannien , Australien , Frankrike , Ryssland och Indien (projekt RLV-TD ) har också sina egna forskningsprogram, men för 2009 skapades inte en enda "fungerande" enhet med en hypersonisk ramjet - alla tillgängliga och testade modeller och prover skapas som del av experiment genom deras forskning.

I Sovjetunionen utfördes utvecklingen av sådana system av Central Institute of Aviation Motors (CIAM) uppkallad efter P. I. Baranov, beläget i staden Moskva och Lytkarino . På 1970-talet började arbetet med att skapa en hypersonisk ramjet och ett hypersoniskt flygande laboratorium (HLL) Kholod [3] baserat på S-200- raketen , på vilket ett unikt flygtest av en hypersonisk ramjet utfördes i Kazakstan vid en hastighet på 5,7M. För tillfället arbetar institutet med den lovande GLL "Igla" ("Research hypersonic aircraft") och "Kholod-2" med en överljudsramjet [4] .

Problemet förvärras av att tidigare sekretessbelagda material släpps, ofta endast delvis, i experiment som hålls hemliga, men från vilka det ändå görs anspråk på att skaffa fungerande motormodeller. Dessutom finns det svårigheter att bekräfta tillförlitligheten av sådan information och i synnerhet faktumet av överljudsförbränning och att erhålla den erforderliga dragkraften. Således har minst fyra grupper, som omfattar flera stater och organisationer, legitima skäl att hävda sig vara "den första".

Jämförande beskrivning

En scramjet är en typ av motor som är konstruerad för att fungera i höga hastigheter, vilket är vanligare i raketer än i flygplan. Huvudskillnaden mellan en apparat med en sådan motor och en raket är att den inte bär ett oxidationsmedel för motordrift, och använder atmosfärisk luft för detta ändamål. Konventionella flygplan med ramjet ( ramjet ), turbojet ( turbojet ), bypass turbofan ( dtvd ) och turboprop ( twt ) motorer har samma egenskap - de använder atmosfärisk luft - men deras användning är begränsad till subsoniska och överljudshastigheter.

Turbojetmotorer är effektiva vid subsoniska och måttliga överljudshastigheter, men deras effektivitet minskar snabbt med ökande flyghastighet vid M>2. Detta förklaras av det faktum att vid överljudsflyghastighet, med en ökning av Mach-talet, ökar stagnationstemperaturen i luftflödet som infaller på motorn snabbt. I motorn stiger lufttemperaturen till värden nära stagnationstemperaturen under dess inbromsning och kompression i luftintaget. I en turbojetmotor komprimeras och värms luften dessutom i kompressorn. Som ett resultat, med en ökning av antalet M flygningar, ökar temperaturen på luften som kommer in i turbojetmotorns förbränningskammare . Efter förbränningskammaren, där temperaturen stiger på grund av förbränning av bränsle, matas en blandning av luft och förbränningsprodukter in i turbinen. Turbinens hållfasthetsegenskaper begränsar den maximalt tillåtna gastemperaturen vid dess inlopp, och samtidigt den maximala mängden bränsle som säkert kan tillföras och brännas i turbojetmotorns förbränningskammare. Med en ökning av flyghastigheten i en turbojetmotor är det nödvändigt att minska mängden gasuppvärmning i förbränningskammaren. Ett ytterligare problem med turbojetmotorer är en minskning av kompressorns genomströmning med en ökning av lufttemperaturen vid dess inlopp. Vid en viss flyghastighet leder dessa faktorer till att motorns dragkraft minskar till noll. Motorns högsta varvtal kan ökas genom att kyla luften som kommer in i luftkollektorn, med en efterbrännare eller genom att använda ett hybridturbojet-/ramjetmotorschema .

Flygplan med ramjetmotorer är strukturellt enklare eftersom en sådan motor har mindre motstånd mot passerande luft ( friktion ) och innehåller färre delar som måste fungera vid höga temperaturer. På grund av mindre friktion kan en ramjetmotor ge högre hastigheter, men på grund av behovet av stora volymer luft för att komma in i luftkanalen utan hjälp av en kompressor kan hastigheten för ett sådant flygplan inte vara mindre än 600 km / h . Å andra sidan antar ramjetdriftsschemat en retardation av inkommande luft till subsonisk hastighet för dess kompression, blandning med bränsle och efterföljande förbränning. Denna process leder till en ökning av problem tillsammans med en ökning av apparatens hastighet - stötvågor under retardation av gasen som kommer in i motorn vid överljudshastighet leder till en ökning av friktion, vilket slutligen blir omöjligt att kompensera för av motorns dragkraft . Precis som i fallet med turbinmotorer åtföljs denna process av en ökning av temperaturen , vilket minskar effekten av bränsleförbränning. För att bibehålla motorns prestanda är det nödvändigt att vidta åtgärder för att minska friktionen och temperaturen i den. Beroende på de designlösningar som används, samt på vilken typ av bränsle som används, är den övre hastighetsgränsen för ett flygplan med scramjetmotor 4–8M.

Den enklaste versionen av en hypersonisk ramjet ser ut som ett par trattar som är förbundna med varandra genom smala hål. Den första tratten fungerar som ett luftintag, i den smalaste delen komprimeras den inkommande luften, bränsle tillsätts och blandningen förbränns, vilket ytterligare höjer gasens temperatur och tryck. Den andra tratten bildar ett munstycke genom vilket förbränningsprodukterna expanderar och skapar dragkraft. Ett sådant schema tillåter scramjet att eliminera stark friktion och ger hög förbränningseffektivitet när den används vid hastigheter över 8M, vilket uppnås genom att bibehålla en praktiskt taget oförändrad lufthastighet som passerar genom hela motorn. Eftersom, jämfört med en scramjet, den passerande gasen i en hypersonisk scramjet saktar ner mindre, värms den upp mindre och förbränningen sker mer effektivt med mer användbar energi (se Hess lag , Kirchhoffs lag ). Den största svårigheten med ett sådant system är att bränslet måste blandas med luft och brännas på extremt kort tid, och att varje kränkning av motorns geometri kommer att leda till mycket friktion. Placeringen av scramjetmotorn under fordonets kaross (flygkroppen) är utformad för att omvandla friktionskraften till lyft och skapa ytterligare lyft med hjälp av motoravgaserna. Detta bildar lyftet vid hypersonisk flygning och bestämmer utformningen av hypersoniska flygplan.

Teori

Varje hypersonisk ramjet har bränsleinjektorer , en förbränningskammare , ett munstycke och ett luftintag som komprimerar det inkommande luftflödet. Ibland är motorn också utrustad med en flamhållare , även om  flödesstagnationstemperaturen i området för densitetsvågfokusering är tillräckligt hög för självförsörjande förbränning. Andra motorer använder pyrofora tillsatser som silaner för att kringgå problem med förbränningsstabilitet. En isolator används ofta mellan luftintaget och förbränningskammaren för att förlänga livslängden på motorn.

När det gäller en scramjet är den kinetiska energin hos luften som kommer in i motorn större än den energi som frigörs till följd av förbränning av bränsle i atmosfärsluften. Vid en hastighet av 25 M är värmen som frigörs till följd av bränsleförbränning cirka 10 % av flödets totala entalpi . Oavsett vilket bränsle som används kommer luftens kinetiska energi och den teoretiska användbara termiska energin från förbränningen av bränslet att vara lika med varandra vid cirka 8M. Sålunda är designen av scramjeten främst inriktad på att minska friktionen snarare än att öka dragkraften.

Hög hastighet gör det svårt att kontrollera flödet inuti förbränningskammaren (CC). Eftersom det inkommande luftflödet är överljud, sker ingen bakåtpropagation av de processer som sker i CS. Detta tillåter inte att reglera dragkraften genom att ändra storleken på munstycksinloppet (CS). Dessutom måste all överljudsgas som passerar genom förbränningskammaren blandas med bränslet med minimal friktion och ha tillräckligt med tid att brinna för att expandera i munstycket och skapa dragkraft. Detta medför allvarliga restriktioner för flödestryck och temperatur och kräver bränsleinsprutning och blandning för att vara extremt effektiv. Drifttrycksvärdena ligger i intervallet 20–200 kPa (0,2–2 atmosfärer ), och samtidigt förstås tryck som:

där q är det dynamiska trycket ; ρ ( ro ) är densiteten ; v är hastigheten .

För att hålla förbränningshastigheten konstant måste även trycket och temperaturen i motorn vara konstant. Detta är problematiskt, eftersom styrningen av luftflödet i en sådan motor är tekniskt omöjlig, vilket innebär att begränsa höjden och hastigheten, eller motsvarande dynamiska tryck, vid vilket en viss scramjet kan (avsedd) fungera. För att uppfylla detta krav måste således en sådan apparat vinna höjd vid acceleration. Den optimala banan för klättring och nedstigning kallas banan för konstant dynamiskt tryck (TPDD, eng.  konstant dynamisk tryckbana, CDPP ). Man tror att fordon med scramjetmotorer kan användas upp till en höjd av 75 km [5] .

Bränsleinsprutningsordning är också ett potentiellt svårt tekniskt problem. Ett av de möjliga bränslecirkulationsschemana är följande: bränslet komprimeras till 100 atmosfärer av en turbopump, värms upp av flygkroppen, passerar genom pumpturbinen, och sedan används den återstående delen av trycket av injektorerna för att spruta in bränsle vid en hastighet större än hastigheten för det passerande luftflödet vid basen av förbränningskammaren. Bränsleströmmarna bildar en gallerliknande struktur i den passerande luftströmmen. Hög turbulens på grund av högre bränslehastighet leder till ytterligare blandning. Samtidigt, ju mer komplexa bränslemolekylerna är (till exempel som fotogen), desto längre måste scramjeten vara för att säkerställa fullständig förbränning av bränslet.

Det minsta Mach-tal som en scramjetmotor kan arbeta med begränsas av det faktum att den komprimerade strömmen måste vara tillräckligt varm för att bränna bränslet och ha ett tillräckligt högt tryck för att fullborda reaktionen innan luftblandningen lämnar munstycket. För att hålla motorn tillhörande scramjet-klassen, bevara dess egenskaper och arbetsstabilitet måste gasflödet hålla överljudshastighet i alla delar av sin väg i motorn.

Graden av kompression är direkt relaterad till graden av flödesretardation och bestämmer den nedre användningsgränsen. Om gasen i motorn saktar ner till en hastighet under 1M, "stoppar motorn", genererar stötvågor , som är tydligt synliga för blotta ögat i experiment. En plötslig avmattning av luftflödet i motorn kan leda till accelererad förbränning i CS, vilket kan orsaka förstörelse (inklusive detonation) av scramjet. Den nedre hastighetsgränsen påverkas förutom kompression även av en ökning av ljudhastigheten i en gas med stigande temperatur. Från och med 2009 tror man att den lägre hastighetsgränsen för att använda en "ren" hypersonisk ramjet är 6-8M [6] . Det finns designprojekt för hybrid-scramjet-/scramjet-motorer som antar omvandlingen av en överljudsmotor till en hypersonisk motor vid M3–6-hastigheter [7] och har en lägre lägre hastighetsgräns med hjälp av subsonisk förbränning som en scramjet.

De höga kostnaderna för flygtester och omöjligheten av fullfjädrade marktester hindrar utvecklingen av hypersonisk flygning. Marktester är huvudsakligen inriktade på partiell simulering av flygförhållanden och utfördes i kryogena installationer, gasdynamiska installationer baserade på raketmotorer, nedslagstunnlar och plasmageneratorer, men alla av dem simulerar endast ungefär verklig flygning [8] [9] . Först nyligen, inom beräkningsvätskedynamik , har tillräckligt med experimentell data ackumulerats för realistisk datorsimulering för att lösa problemen med driften av fordon med scramjetmotorer, nämligen att modellera luftens gränsskikt, blanda bränsle med luftflöde, två- fasflöde , separation (separering) av flödet, aerotermodynamik verklig gas. Detta område är dock fortfarande underutforskat. Dessutom kräver simuleringen av kinetiskt begränsad förbränning som involverar snabbreagerande bränslen som väte betydande beräkningskraft. Som regel används begränsade modeller för att söka efter numeriska lösningar av "styva system" av differentialekvationer , som kräver ett litet integrationssteg och därför kräver mycket datortid.

De flesta experiment med hypersoniska ramjetstrålar förblir klassificerade . Flera grupper, inklusive US Navy med SCRAM-motorn ( 1968 - 1974 ), Boeing med Hyper-X- apparaten , hävdar framgångsrika flygningar med scramjetmotorer. Indien rapporterade testa en hypersonisk ramjet (SCRAMJET) i september 2016 [10] .

Den slutliga hypersoniska ramjetdesignen kommer sannolikt att vara en hybridmotor med ett utökat varvtalsområde:

• dual-mode scramjet / scramjet, med möjlighet till subsonisk och överljudsförbränning ("SGD");
• Scramjet används förutom en raketmotor med möjlighet att lägga till en extra oxidator (GRD) till luftuppsamlaren.

GRE bör ha ett mycket större intervall av tillåtet dynamiskt tryck och hastighet.

Fördelar och nackdelar med scramjet

Specialkylning och material

Till skillnad från en konventionell raket, som flyger snabbt och nästan vertikalt genom atmosfären, eller ett flygplan, som flyger med mycket lägre hastighet, måste ett hypersoniskt fordon följa en bana som säkerställer scramjetens funktionssätt och stanna kvar i atmosfären vid hypersonisk fart. Ett scramjet-fordon har i bästa fall ett mediokert dragkraft-till-vikt-förhållande, så dess acceleration är låg jämfört med bärraketer . Således måste den tid som spenderas i atmosfären av ett sådant rymdsystem vara betydande och sträcka sig från 15 till 30 minuter. I analogi med det termiska skyddet för den aerodynamiska bromsningen av rymdfärjan vid återinträde , bör det termiska skyddet för ett sådant system också vara betydande. Den totala tiden för apparaten i atmosfären vid hypersoniska hastigheter är längre jämfört med engångskapseln, men kortare än rymdfärjan.

De nyare materialen erbjuder bra kylning och termiskt skydd vid höga temperaturer , men tenderar att vara ablativa material som gradvis förloras vid användning och tar med sig värme. Forskningen är alltså främst inriktad på aktiv kylning av höljet, där köldmediet tvingas cirkulera i de "värmestressade" delarna av höljet, för att avlägsna värme från höljet och förhindra dess förstörelse. Som regel föreslås det att använda bränsle som kylvätska, ungefär på samma sätt som moderna raketmotorer använder bränsle eller ett oxidationsmedel för att kyla munstycket och förbränningskammaren (CC). Tillägget av ett komplext kylsystem lägger till vikt och minskar effektiviteten i det övergripande systemet. Således är behovet av ett aktivt kylsystem en begränsande faktor som minskar effektiviteten och möjligheterna att använda en scramjet.

Motorvikt och effektivitet

Ett rymdsystems prestanda är huvudsakligen relaterat till dess uppskjutningsvikt. Vanligtvis är ett fordon utformat för att maximera räckvidden ( ), omloppshöjden ( ) eller nyttolastens massfraktion ( ) med användning av en speciell motor och drivmedel. Detta leder till avvägningar mellan motoreffektivitet, d.v.s. bränslemassa, och motorkomplexitet, d.v.s. dess torrmassa, vilket kan uttryckas som:

var  är andelen av massan utan bränsle, vilket inkluderar hela strukturen, inklusive bränsletankar och motorer;  — Andelen av massan av bränsle och oxidationsmedel, om det senare används, såväl som massan av de material som kommer att förbrukas under flygningen och som uteslutande är avsedda för genomförandet av denna flygning.  - det initiala massförhållandet, vilket är den reciproka av nyttolastfraktionen (PN) som levereras till dess destination.

Användningen av en scramjetmotor ökar motorns massa jämfört med raketen och minskar andelen bränsle . Därför är det svårt att avgöra vilket av de använda systemen som kommer att ha en fördel och ge ett lägre värde på , vilket innebär en ökning av nyttolasten med samma uppskjutningsmassa. Anhängare av scramjet hävdar att minskningen av lanseringsvikten på grund av bränsle kommer att vara 30%, och ökningen på grund av tillägget av en hypersonisk ramjet kommer att vara 10%. Tyvärr är osäkerheten i beräkningen av eventuell massa i ett hypotetiskt fordon så stor att mindre förändringar i förutsägelserna av effektiviteten eller massan hos en scramjetmotor kan tippa vikten av ST-fraktionen i en eller annan riktning. Dessutom är det nödvändigt att ta hänsyn till luftmotståndet eller friktionen för den ändrade konfigurationen. Apparatens friktion kan betraktas som summan av själva anordningens friktion ( ) och friktionen för den installerade scramjeten ( ). Installationsfriktion erhålls traditionellt från pylonernas friktion och flödet i själva motorn, vilket kan skrivas som en dragkraftsreducerande faktor:

där  är en multiplikator som tar hänsyn till luftmotståndsförluster och  är motorns dragkraft utan friktion.

Om scramjeten är integrerad i fordonets aerodynamiska kaross kan det anses att motorfriktionen ( ) är skillnaden från friktionen i fordonets grundkonfiguration. Den totala motoreffektiviteten ( eng. ) kan representeras som ett värde mellan 0 och 1 ( ) i termer av specifik impuls:

var  är det fria fallaccelerationen på jordens yta;  - enhetens hastighet;  — specifik impuls;  — Bränslets förbränningstemperatur.  är nettodragkraften och  är den tillgängliga kemiska energin.

Specifik impuls används ofta som ett mått på raketeffektivitet, eftersom det i fallet med till exempel LRE finns ett direkt samband mellan specifik impuls, specifik bränsleförbrukning ( eng. ) och avgashastighet. Vanligtvis används värdet av den specifika impulsen i mindre utsträckning för flygplansmotorer, och det bör också noteras här att i detta fall och är funktioner av fordonets aktuella hastighet. Den specifika impulsen hos en raketmotor beror inte på hastigheten, utan beror på höjden och når sina högsta värden i vakuum, där den har ett maximalt värde i fallet med syre-väte LRE, som är 360 s på ytan, och 450 s i vakuum ( SSME , RD-0120 ). Den specifika impulsen hos en scramjet har ett omvänt förhållande till höjd och hastighet, och når ett maximalt värde vid en minimihastighet på 1200 s, som gradvis minskar med ökande hastighet, även om dessa uppskattningar varierar avsevärt i litteraturen. I det enkla fallet med en enstegsapparat kan bränslemassfraktionen uttryckas på följande sätt:

vilket kan uttryckas i fallet med ett enstegs rymdsystem enligt följande:

eller i fallet med luftfartyg som flyger med konstant hastighet och höjd:

var  är aktionsradien, som kan uttryckas med formeln i termer av Breguet- radien :

 — Lyftkraftskoefficient ;  — koefficient för aerodynamiskt motstånd . Den sista formeln tillåter implementering av ett enstegs rymdsystem.

Enkel design

Hypersonic flygplan har få eller inga rörliga delar. De flesta av de ingående delarna passerar kontinuerligt in i varandras ytor. Med enkla bränslepumpar och en landare i form av ett flygplan i sig tenderar utvecklingen av ett scramjetfordon att vara mindre materialintensiv och lättare att designa än andra typer av rymdsystem.

Behovet av ett extra framdrivningssystem

Ett hypersoniskt flygplan kan inte producera tillräckligt med dragkraft förrän det accelereras till en hastighet av M≈5, även om beroende på designen, som nämnt ovan, är en hybrid scramjet/scramjet-variant möjlig som kan arbeta med lägre hastighet. Ett horisontellt startflygplan måste dock vara utrustat med ytterligare turbojetmotorer eller raketdrivna raketmotorer för start och initial klättring och acceleration. Den kommer också att behöva bränsle för dessa motorer med alla de system de behöver. Eftersom alternativet med tunga turbojetmotorer inte kommer att kunna accelerera till en hastighet av M> 3, är det nödvändigt att välja en annan metod för acceleration i detta hastighetsområde, nämligen supersoniska scramjetmotorer eller raketmotorer. De kommer också att behöva ha eget bränsle och system. I stället, för det inledande skedet av flygningen, finns det förslag att använda det första steget i form av en solid raketbooster , som separerar efter att ha uppnått en hastighet som är tillräcklig för driften av scramjet. Det föreslås också att använda speciella flygplansboosters.

Svårighet att testa

Till skillnad från jet- och raketframdrivningssystem, som kan testas på marken, kräver testning av hypersoniska flygplan extremt dyra experimentanläggningar eller uppskjutningsanläggningar, vilket leder till höga utvecklingskostnader. Lanserade experimentmodeller förstörs vanligtvis under eller efter testning, vilket utesluter att de återanvänds.

Den mest framgångsrika testade är den ryska raketen " Zirkon " (raketen nådde 8M när den flög på en höjd av mer än 20 km), vars andra steg har en ramjetmotor. [elva]

Nukleära hypersoniska ramjets

En speciell undergrupp av scramjetmotorer är nukleära scramjetmotorer. Liksom vilken kärnjetmotor som helst , är en nukleär scramjetmotor utrustad med en arbetsvätskeuppvärmningskammare istället för en förbränningskammare. Till skillnad från kemiska scramjetmotorer använder nukleära scramjetmotorer endast atmosfärisk luft som arbetsvätska. Följaktligen behöver i princip ett flygplan med en nukleär scramjet inte några reserver ombord av arbetsvätskan. Men, som en icke-nukleär scramjet, kan en nukleär scramjet inte fungera i hastigheter under den nedre gränsen (ca 4-5M).

Det är dock möjligt att skapa ett tre-mods hypersoniskt nukleärt framdrivningssystem (NPU). Vid hastigheter som är mycket lägre än den nedre gränsen (och ännu mer vid nollhastigheter) fungerar ett sådant kärnkraftverk i "raketläge", med hjälp av ombordreserver av arbetsvätskan.

Vid hastigheter som är betydligt högre än start och landning, men otillräckliga för drift i scramjet-läge, fungerar ett sådant kärnkraftverk i ett "blandat läge", dels med hjälp av atmosfärisk luft, dels med ombordtillförsel av arbetsvätskan, och andelen i detta fall beror på flyghastigheten: ju högre hastighet, desto större andel atmosfärisk luft i arbetsvätskan och desto mindre tillförs arbetsvätskan till motorn från reserverna ombord.

Slutligen, vid hastigheter som inte är lägre än 5M, arbetar NUCLEAR i scramjet-läge och använder endast atmosfärisk luft. Naturligtvis används "raketläge" och "blandat läge" endast som start och landning och för acceleration till lägsta marschfart (i det här fallet cirka 5M), medan scramjetläget naturligtvis används som ett marschläge. (Kärnkraftsflygplan använder "raketläge" för att bara kryssa utanför atmosfären.)

Som ett resultat finns det inget behov av att utrusta ett nukleärt hypersoniskt flygplan med ett extra övre steg. Å andra sidan visar sig den effektiva ombordtillförseln av arbetsvätskan till framdrivningskärnkraftverket med samma tankkapacitet vara dubbelt så stor som i fallet med ett kemiskt framdrivningssystem. Som små växlingsmotorer (inklusive som orienteringsmotorer) på flygplan är det också möjligt att använda elektriska raketmotorer som använder samma arbetsvätska som framdrivningen NUCLEAR. Det vill säga att det är möjligt att skapa en inbyggd kombinerad fjärrkontroll (ODU).

Som ett resultat visar sig ett nukleärt hypersoniskt flygplan vara relativt enkelt strukturellt och tekniskt och, trots den relativt stora massan av kärnkraftverket i mellanflygningen, lättare än sin icke-nukleära motsvarighet. Dessutom har kärn- och elektriska raketmotorer potentiellt en storleksordning längre livslängd än kemiska jetmotorer (inklusive raket- och scramjetmotorer).

Sålunda kan skapandet av ett hypersoniskt eller rymdfarkostflygplan teoretiskt visa sig vara en enklare designuppgift än skapandet av en icke-nukleär analog, och samtidigt kan det vara relativt billigt (den svåraste och dyraste deluppgiften är skapandet av ett acceptabelt hypersoniskt kärnkraftverk mellan flygplanet). Dessutom kan ett hypersoniskt eller rymdflygplan visa sig vara enklare och billigare att använda än ett icke-nukleärt flygplan. Problemen med säkerheten vid driften av ett sådant flygplan (flygsäkerhet, säkerhet vid slutförvaring av använt kärnbränsle och urdriftställda kärnkraftsenheter i mellanflygningen) är också helt lösbara .

Se även

• hypersoniska flygplan
• Skylon
• SABRE
• Zirkon
• X-15

Anteckningar

1. ↑ The Space Show: Sändning 329 21 april 2005 Allan Paull Arkiverad 17 maj 2006 på Wayback Machine
2. ↑ Concorde Supersonic Aircraft FAQ Arkiverad 6 juni 2010 på Wayback Machine 
3. ↑ GLL "Kall" . Hämtad 31 maj 2009. Arkiverad från originalet 8 maj 2012. (obestämd)
4. ↑ GLL-VK "Igla" . Hämtad 31 maj 2009. Arkiverad från originalet 8 maj 2012. (obestämd)
5. ↑ Hypersonic Aircraft Arkiverad 12 februari 2016 på Wayback Machine 
6. ↑ Paull, A.; Stalker, RJ, Mee, DJ Supersoniska förbränningsexperiment med ramjet i en vindtunnel.  // Jfm 296: 156-183 : tidskrift. — 1995.  (ryska) (engelska)
7. ↑ Voland RT, Auslender AH, Smart SM, Roudakov A., Semenov V. CIAM /NASA Mach 6.5 Scramjet Flight and Ground Experiment // AIAA 99-4848, okt. 1999.
8. ↑ Broschyr från Langley Center för att testa hypersoniska flygplan i en elektrisk ljusbågsplasmainstallation. Arkiverad från originalet den 24 oktober 2010.  (Engelsk)
9. ↑ Broschyr från Langley Center för att testa hypersoniska flygplan på en gasdynamisk installation med termisk pumpning. Arkiverad från originalet den 24 oktober 2010.  (Engelsk)
10. ↑ Indien testar motorn för att minska kostnaderna för raketuppskjutning tiofaldigt . Hämtad 13 september 2016. Arkiverad från originalet 13 september 2016. (obestämd)
11. ↑ Media rapporterade detaljerna om testerna av Zircon-hypersoniska missilen . Arkiverad från originalet den 2 maj 2017. Hämtad 19 september 2017.

Länkar

• Scramjet-motorer
• Billig, F.S. "SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile", AIAA papper 93-2329, 1993.
• ABC:s The Lab - The 2002 Hyshot lansering .
• NASA:s X-43A
• Variabel geometri inloppsdesign för scram jetmotor . US Patent & Trademark Office . Hämtad 7 oktober 2005. Arkiverad från originalet 31 mars 2012. (obestämd)
• Airbreathers börda . Varför luftandning inte nödvändigtvis är särskilt bra för att nå omloppsbana . Hämtad 27 december 2005. Arkiverad från originalet 31 mars 2012. (obestämd)
• Scramjet combustor utveckling-PDF-fil

Ordböcker och uppslagsverk	Britannica (online)