Hiperszonikus ramjet motor

A hiperszonikus motor (scramjet) a ramjet motor (ramjet) egyik változata , amelyet a megfelelő, hiperszonikus sebességet elérő repülőgépekre való felszerelésre terveztek , és ez eltér a szokásos szuperszonikus égéstől. Nagy fordulatszámon a motor hatásfokának fenntartásához el kell kerülni a beáramló levegő erős lelassulását, és az üzemanyagot szuperszonikus légáramban kell elégetni.

A hiperszonikus ramjet leírása

A hiperszonikus ramjet (scramjet) felső sebességhatárát kiegészítő oxidálószer használata nélkül M 12-24 -re becsülik . A Rockwell X-30 projekt keretében az 1980-as években végzett kutatások a motor égési feltételeinek biztosításával kapcsolatban az M17-nek megfelelő felső sebességhatárt állapítottak meg a scramjet hajtóművek működéséhez. Összehasonlításképpen: a Lockheed Lockheed SR-71 „Blackbird” szuperszonikus kombinált turbóhajtóművével hajtott leggyorsabb, leggyorsabb pilóta repülőgép sebessége nem haladja meg az M3,4-et . A rakétahajtóművel ellentétben a scramjet nem a járművel együtt szállított oxidálószert, hanem a légköri levegőt használja fel, így elméletileg sokkal nagyobb motorhatékonysági mutató - specifikus impulzusa van a legtöbb létező rakétahajtóműhöz képest.

A szuperszonikus ramjethez hasonlóan a hiperszonikus ramjet egy szűkülő légcsatornából áll - egy légbeömlőből , amelyben a repülőgép repülési sebességével (LA) belépő levegő lelassul és összenyomódik, egy égéskamrából , ahol az üzemanyag van. égett, egy fúvóka , amelyen keresztül gáz halmazállapotú tüzelőanyag égéstermékek a repülési sebességnél nagyobb sebességgel, ami létrehozza a motor tolóerejét . A szuperszonikus ramjethez hasonlóan a hiperszonikus ramjetnek is kevés mozgó alkatrésze van, vagy nincs is. Különösen hiányzik belőle a kompresszor és a turbina , amelyek a turbóhajtóműben (TRD) megtalálhatók, és ezek a motorok legdrágább alkatrészei, miközben működés közben problémákat okozhatnak.

A hiperszonikus ramjet működtetéséhez szuperszonikus légáramra van szüksége, hogy áthaladjon rajta. Ezért a szuperszonikus ramjethez hasonlóan a hiperszonikus ramjetnek is van egy minimális sebessége, amelyen működni tud, megközelítőleg M7-8 [1] . Így egy hiperszonikus ramjet-tel rendelkező eszköznek más módra van szüksége, hogy a hiperszonikus ramjet működéséhez elegendő sebességre gyorsuljon. Egy hibrid szuperszonikus/hiperszonikus ramjet alacsonyabb minimális üzemi sebességgel rendelkezhet, és egyes források szerint a Boeing X-43 kísérleti hiperszonikus repülőgép rendelkezik ilyen hajtóművel. Az X-43 legfrissebb tesztjeit egy hordozó repülőgépről indított rakétaerősítővel hajtották végre, amely ezt az eszközt 7,8 M sebességre gyorsította fel.

A hiperszonikus járműveket súlyukkal, kialakításukkal és működési összetettségükkel kapcsolatos problémák jellemzik. A hiperszonikus sugárhajtású hajtóművek kilátásait aktívan vitatják, főként azért, mert számos olyan paraméter bizonytalan marad, amelyek végső soron meghatározzák az ilyen hajtóművel rendelkező repülőgépek hatékonyságát. Ez különösen az ilyen repülőgépek tesztelésének jelentős költségeihez kapcsolódik. A jól finanszírozott projekteket, például az X-30-at felfüggesztették vagy törölték a kísérleti modellek megalkotásáig.

Történelem

A második világháború óta jelentős erőfeszítéseket tettek a sugárhajtású repülőgépek és rakétarepülőgépek nagy sebességének elérésére irányuló kutatások terén . 1947-ben a Bell X-1 kísérleti rakéta repülőgép végrehajtotta első szuperszonikus repülését, és 1960-ra megjelentek a hiperszonikus sebességű repülésekre vonatkozó javaslatok és projektek. A kimondottan nagy sebesség elérésére tervezett rakétarepülőgépek, például az észak-amerikai X-15 konstrukciók kivételével a sugárhajtású repülőgépek sebessége az M1-3 tartományon belül maradt.

Az 1950 -es és 1960 -as években különféle kísérleti hiperszonikus ramjeteket készítettek és teszteltek a földön. A polgári légi közlekedést illetően a hiperszonikus ramjet hajtóművek létrehozásának és használatának fő célját inkább az üzemeltetési költségek csökkentését, mint a repülési idő csökkentését tekintették. Mivel a szuperszonikus turbósugárhajtóművek bonyolultabbak, mint a szubszonikusok, a szuperszonikus repülőgépek pedig bonyolultabbak és aerodinamikai minőségük rosszabb, mint a szubszonikusaké, a turbóhajtóművel felszerelt szuperszonikus repülőgépek lényegesen több üzemanyagot fogyasztanak, mint a szubszonikusak. Ezért a kereskedelmi légitársaságok előnyben részesítették a szubszonikus, széles törzsű repülőgépek kiszolgálását , nem pedig a szuperszonikusokat ( Concorde és Tu-144 ). Ez utóbbi használatának jövedelmezősége alig volt észrevehető, a British Airways Concorde járatok vesztesége működése során átlagosan 40%-os [2] volt (az államilag támogatott járatok nélkül).

A katonai repülőgépek egyik fő jellemzője a legnagyobb manőverezőképesség és lopakodás elérése, ami ellentétes a hiperszonikus repülés aerodinamikájával . Az 1986 és 1993 közötti időszakban az Egyesült Államokban komoly kísérlet történt egy hiperszonikus ramjetre épülő egylépcsős Rockwell X-30 űrrendszer létrehozására ( Rockwell International cég , NASP projekt, English National Aero-Space Plane ), de elbukott. A hiperszonikus repülés fogalma azonban nem tűnt el a színről, a kisebb léptékű kutatások az elmúlt két évtizedben folytatódtak. Például 2007. június 15-én a DARPA és az ausztrál védelmi minisztérium egy sikeres 10 milliós hiperszonikus repülésről számolt be rakétaerősítő segítségével a minimális működési sebesség elérése érdekében a közép-ausztráliai Woomera rakétatávon. Az Egyesült Államokban a Pentagon és a NASA létrehozta a Nemzeti Hiperszonikus Stratégiát a hiperszonikus repülés spektrumának feltárására . Nagy-Britanniának , Ausztráliának , Franciaországnak , Oroszországnak és Indiának ( az RLV-TD projekt ) is van saját kutatási programja, de 2009-re egyetlen „működő” készülék sem készült hiperszonikus ramjettel – minden elérhető és tesztelt modell és minta a kutatásaik kísérleteinek részét képezik.

A Szovjetunióban az ilyen rendszerek fejlesztését a P. I. Baranovról elnevezett Központi Repülési Motorok Intézete (CIAM) végezte, amely Moszkva és Lytkarino városában található . Az 1970-es években megkezdődtek az S-200-as rakétán alapuló hiperszonikus ramjet és egy hiperszonikus repülőlaboratórium (HLL) Kholod [3] létrehozása , amelyen Kazahsztánban egy hiperszonikus ramjet egyedülálló repülési tesztjét hajtották végre. sebesség 5,7M. Jelenleg az intézet az ígéretes GLL "Igla" ("Research hypersonic repülőgép") és "Kholod-2" szuperszonikus ramjet-vel dolgozik [4] .

A problémát tetézi, hogy – gyakran csak részben – nyilvánosságra hoztak a kísérletekről korábban titkosított anyagokat, amelyeket titokban tartanak, de amelyekből mindazonáltal működő motormodellek beszerzését állítják. Ezenkívül nehézségekbe ütközik az ilyen információk megbízhatóságának és különösen a szuperszonikus égés tényének megerősítése és a szükséges tolóerő elérése. Így legalább négy, több államot és szervezetet magában foglaló csoportnak jogos okuk van arra, hogy „elsők” legyenek.

Összehasonlító leírás

A scramjet egy olyan típusú hajtómű, amelyet nagy sebességű működésre terveztek, ami gyakoribb a rakétákban , mint a repülőgépekben. A fő különbség az ilyen hajtóművel rendelkező berendezés és a rakéta között az, hogy nem tartalmaz oxidálószert a motor működéséhez, erre a célra légköri levegőt használnak. A ramjet ( ramjet ), turbojet ( turbojet ), bypass turbofan ( dtvd ) és turboprop ( twt ) hajtóművekkel rendelkező hagyományos repülőgépek ugyanazzal a tulajdonsággal rendelkeznek - légköri levegőt használnak -, de használatuk szubszonikus és szuperszonikus sebességre korlátozódik.

A turbóhajtóművek szubszonikus és mérsékelt szuperszonikus sebességeknél hatékonyak, de hatékonyságuk gyorsan csökken a repülési sebesség növekedésével M>2-nél. Ez azzal magyarázható, hogy szuperszonikus repülési sebességnél a Mach-szám növekedésével a hajtóműre eső légáramlás stagnálási hőmérséklete gyorsan megemelkedik. A motorban a levegő hőmérséklete a stagnálási hőmérséklethez közeli értékekre emelkedik a fékezés és a levegőbeszívás során történő kompresszió során. A turbóhajtóműben a levegőt a kompresszorban sűrítik és melegítik. Ennek eredményeként az M repülési szám növekedésével a turbóhajtómű égésterébe belépő levegő hőmérséklete nő. Az égéstér után, ahol a tüzelőanyag elégetése miatt a hőmérséklet emelkedik, levegő és égéstermékek keverékét táplálják a turbinába. A turbina szilárdsági tulajdonságai korlátozzák a bemeneti nyílásnál a maximálisan megengedhető gázhőmérsékletet, és ezzel egyidejűleg a turbóhajtómű égésterében biztonságosan betáplálható és elégethető üzemanyag maximális mennyiségét. A turbóhajtóműben a repülési sebesség növekedésével csökkenteni kell a gázfűtés mennyiségét az égéstérben. A turbósugárhajtóművek további problémája a kompresszor teljesítményének csökkenése a levegő hőmérsékletének növekedésével a bemeneti nyílásnál. Egy bizonyos repülési sebességnél ezek a tényezők a motor tolóerejének nullára csökkenéséhez vezetnek. A motor legnagyobb üzemi fordulatszáma a légkollektorba belépő levegő hűtésével, utóégetővel vagy hibrid turbó/sugaras sugárhajtóművel növelhető .

A sugárhajtóműves repülőgépek szerkezetileg egyszerűbbek, mivel az ilyen hajtóművek kisebb ellenállással rendelkeznek az áthaladó levegővel szemben ( súrlódás ), és kevesebb olyan alkatrészt tartalmaznak, amelyeknek magas hőmérsékleten kell működniük. A kisebb súrlódás miatt a ramjet motor nagyobb sebességet tud biztosítani, de mivel nagy mennyiségű levegőt kell bejutni a légcsatornába kompresszor nélkül, egy ilyen repülőgép sebessége nem lehet kevesebb 600 km / h -nál . Másrészt a ramjet működési séma feltételezi a beáramló levegő lelassítását szubszonikus sebességre a kompresszióhoz, az üzemanyaggal való keveréshez és az ezt követő égéshez. Ez a folyamat a problémák növekedéséhez és a berendezés fordulatszámának növekedéséhez vezet - a szuperszonikus sebességgel a motorba belépő gáz lassítása során fellépő lökéshullámok a súrlódás növekedéséhez vezetnek, amit végül lehetetlenné válik a motor tolóereje kompenzálni. . Csakúgy, mint a turbinás motorok esetében, ezt a folyamatot a hőmérséklet növekedése kíséri , ami csökkenti az üzemanyag elégetésének hatását. A motor teljesítményének fenntartása érdekében intézkedéseket kell tenni a súrlódás és a hőmérséklet csökkentésére. Az alkalmazott tervezési megoldásoktól, valamint a felhasznált üzemanyag típusától függően a scramjet hajtóművel rendelkező repülőgépek felső sebességhatára 4-8M.

A hiperszonikus ramjet legegyszerűbb változata úgy néz ki, mint egy pár tölcsér , amelyeket keskeny lyukak kötnek össze egymással. Az első tölcsér légbeömlőként szolgál, a legkeskenyebb részen a beáramló levegőt összenyomják, üzemanyagot adagolnak hozzá és elégetik a keveréket, ami tovább emeli a gáz hőmérsékletét és nyomását. A második tölcsér egy fúvókát képez, amelyen keresztül az égéstermékek kitágulnak és tolóerőt hoznak létre. Egy ilyen séma lehetővé teszi a scramjet számára az erős súrlódás kiküszöbölését, és magas égési hatékonyságot biztosít, ha 8M feletti fordulatszámon használják, ami a teljes motoron áthaladó levegő gyakorlatilag változatlan sebességének fenntartásával érhető el. Mivel egy scramjethez képest a hiperszonikus scramjetben az áthaladó gáz kevésbé lassul, kevésbé melegszik fel, és az égés hatékonyabban megy végbe, több hasznos energiával (lásd Hess törvénye , Kirchhoff törvénye ). Az ilyen rendszer fő nehézsége az, hogy az üzemanyagot levegővel kell keverni és rendkívül rövid időn belül elégetni, valamint hogy a motor geometriájának bármilyen megsértése nagy súrlódáshoz vezet. A scramjet motornak a jármű karosszériája (törzs) alatti elhelyezkedése úgy van kialakítva, hogy a súrlódási erőt emeléssé alakítsa, és további emelést hozzon létre a motor kipufogógázával. Ez képezi az emelést a hiperszonikus repülésben, és meghatározza a hiperszonikus repülőgépek tervezését.

Elmélet

Minden hiperszonikus ramjet rendelkezik üzemanyag-befecskendezőkkel , égéskamrával , fúvókával és légbeömlővel, amely összenyomja a bejövő légáramot. Néha a motor lángtartóval is fel van szerelve , bár az áramlási stagnálás hőmérséklete a sűrűségi hullám fókuszálási területén elég magas az önellátó égéshez. Más motorok piroforos adalékokat, például szilánokat használnak az égésstabilitási problémák megkerülésére. A motor élettartamának meghosszabbítása érdekében gyakran használnak szigetelőt a levegőbeömlő és az égéstér között.

A scramjet esetében a motorba belépő levegő mozgási energiája nagyobb, mint a tüzelőanyag égése következtében felszabaduló energia a légköri levegőben. 25 M sebességnél a tüzelőanyag elégetése következtében felszabaduló hő az áramlás teljes entalpiájának körülbelül 10%-a. Függetlenül a felhasznált tüzelőanyagtól, a levegő mozgási energiája és az üzemanyag elégetése során keletkező elméleti hasznos hőenergia körülbelül 8M-nál egyenlő lesz. Így a scramjet kialakítása elsősorban a súrlódás csökkentését célozza, nem pedig a tolóerő növelését.

A nagy sebesség megnehezíti az áramlás szabályozását az égéstérben (CC). Mivel a beáramló légáram szuperszonikus, a CS-ben végbemenő folyamatok nem terjednek visszafelé. Ez nem teszi lehetővé a tolóerő szabályozását a fúvóka bemeneti nyílás (CS) méretének változtatásával. Ezenkívül az égésteren áthaladó összes szuperszonikus gáznak minimális súrlódás mellett kell keverednie az üzemanyaggal, és elegendő ideje kell legyen az égéshez, hogy kitáguljon a fúvókában, és tolóerőt hozzon létre. Ez szigorú korlátozásokat ír elő az áramlási nyomásra és hőmérsékletre vonatkozóan, és rendkívül hatékony üzemanyag-befecskendezést és keverést igényel. Az üzemi nyomásértékek 20-200 kPa (0,2-2 atmoszféra ) tartományban vannak, ugyanakkor nyomás alatt:

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

ahol q a dinamikus nyomás ; ρ( ro ) a sűrűség ; v a sebesség .

Az égési sebesség állandó tartása érdekében a motorban a nyomásnak és a hőmérsékletnek is állandónak kell lennie. Ez azért problémás, mert egy ilyen motorban a légáramlás szabályozása műszakilag lehetetlen, ami azt jelenti, hogy korlátozni kell azt a magasságot és sebességet, illetve a megfelelő dinamikus nyomást, amelyen az adott scramjet képes (szánt) működni. Így annak érdekében, hogy megfeleljen ennek a követelménynek, egy ilyen berendezésnek gyorsításkor magasabbra kell emelkednie. Az emelkedés és süllyedés optimális pályáját állandó dinamikus nyomás pályájának nevezzük (TPDD, eng. állandó dinamikus nyomásút, CDPP ). Úgy tartják, hogy a scramjet motorral felszerelt járművek 75 km-es magasságig használhatók [5] .

Az üzemanyag-befecskendezési sorrend szintén potenciálisan nehéz mérnöki probléma. Az egyik lehetséges tüzelőanyag-cirkulációs séma a következő: az üzemanyagot turbószivattyú 100 atmoszférára sűríti, a törzs felmelegíti, áthalad a szivattyú turbináján, majd a nyomás fennmaradó részét a befecskendező szelepek az üzemanyag befecskendezésére használják. az égéstér alján áthaladó levegő áramlási sebességénél nagyobb sebesség. Az üzemanyagáramok rácsszerű szerkezetet alkotnak az áthaladó légáramban. A nagyobb üzemanyagsebesség miatti nagy turbulencia további keveredéshez vezet. Ugyanakkor minél összetettebbek az üzemanyag-molekulák (például, mint a kerozin), annál hosszabbnak kell lennie a scramjet-nek, hogy biztosítsa az üzemanyag teljes elégését.

Azt a minimális Mach-számot, amelyen a scramjet motor működhet, korlátozza az a tény, hogy a sűrített áramnak elég forrónak kell lennie ahhoz, hogy elégesse az üzemanyagot, és elég magasnak kell lennie ahhoz, hogy a reakció befejeződjön, mielőtt a levegőkeverék elhagyja a fúvókát. A scramjet osztályba tartozó motor megtartása, tulajdonságai és munkastabilitása megőrzése érdekében a gázáramnak fenn kell tartania a szuperszonikus sebességet a motorban útja minden szakaszán.

A tömörítés mértéke közvetlenül összefügg az áramlás lassulás mértékével, és meghatározza a felhasználás alsó határát. Ha a motorban lévő gáz 1M alá lassul, akkor a motor "leáll", lökéshullámokat generálva , amelyek a kísérletekben szabad szemmel jól láthatóak. A motor levegőáramlásának hirtelen lelassulása a CS-ben felgyorsult égéshez vezethet, ami a scramjet tönkremenetelét (beleértve a detonációt is) okozhatja. Az alsó sebességhatárt a kompresszió mellett a hangsebesség növekedése is befolyásolja növekvő hőmérsékletű gázban. 2009-től úgy vélik, hogy a "tiszta" hiperszonikus sugárhajtású sugárhajtás alsó sebességhatára 6-8 M [6] . Vannak olyan hibrid scramjet/scramjet motorok tervezési projektjei, amelyek feltételezik egy szuperszonikus motor hiperszonikussá alakítását M3–6 sebességnél [7] , és alacsonyabb alsó sebességhatárral rendelkeznek szubszonikus égést alkalmazva, mint egy scramjet esetében.

A repülési tesztek magas költsége és a teljes értékű földi tesztek lehetetlensége hátráltatja a hiperszonikus repülés fejlődését. A földi tesztek főként a repülési körülmények részleges szimulációjára összpontosítanak, és kriogén berendezésekben, rakétahajtóművekre épülő gázdinamikus berendezésekben, becsapódásos alagutakban és plazmagenerátorokban végezték őket, de mindegyik csak megközelítőleg szimulálja a valós repülést [8] [9] . A számítási folyadékdinamika területén csak a közelmúltban gyűlt össze elegendő kísérleti adat a valósághű számítógépes szimulációhoz a scramjet motorral felszerelt járművek üzemeltetési problémáinak megoldására, nevezetesen a levegő határrétegének modellezésére, az üzemanyag és a légáramlás keverésére, két- fázisáram , az áramlás szétválasztása (szétválasztása), aerotermodinamika valós gáz. Ez a terület azonban még mindig alulkutatott. Ezenkívül a kinetikailag korlátozott égés szimulációja gyorsan reagáló üzemanyagokkal, például hidrogénnel , jelentős számítási teljesítményt igényel. Általában korlátozott modelleket használnak a differenciálegyenletek "merev rendszereinek" numerikus megoldásainak keresésekor , amelyek kis integrációs lépést igényelnek, és ezért sok számítógépes időt igényelnek.

A legtöbb hiperszonikus ramjet kísérlet továbbra is minősített marad . Számos csoport, köztük az Egyesült Államok haditengerészete a SCRAM-motorral ( 1968-1974 ) , a Boeing a Hyper-X készülékkel , azt állítja, hogy sikeresen repültek scramjet hajtóművekkel. India 2016 szeptemberében egy hiperszonikus ramjet (SCRAMJET) teszteléséről számolt be [10] .

A végső hiperszonikus ramjet kialakítás valószínűleg egy hibrid motor lesz, kiterjesztett üzemi fordulatszám-tartománnyal:

kettős üzemmódú scramjet / scramjet, szubszonikus és szuperszonikus égés lehetőségével ("SGD");
Scramjet a rakétahajtómű mellett, további oxidálószer (GRD) hozzáadásának lehetőségével a levegőgyűjtőhöz.

A GRE-nek sokkal nagyobb megengedhető dinamikus nyomás- és sebességtartománynak kell lennie.

A scramjet előnyei és hátrányai

Speciális hűtés és anyagok

Ellentétben a hagyományos rakétákkal, amelyek gyorsan és szinte függőlegesen repülnek át a légkörön, vagy a repülőgépekkel, amelyek sokkal kisebb sebességgel repülnek, a hiperszonikus járműnek olyan pályát kell követnie, amely biztosítja a scramjet működési módját, és hiperszonikusan a légkörben marad. sebesség. A scramjet jármű tolóerő-tömeg aránya a legjobb esetben is közepes, így a gyorsulása alacsony a hordozórakétákhoz képest . Így egy ilyen térrendszer által a légkörben eltöltött időnek jelentősnek kell lennie, és 15 és 30 perc között kell lennie. Az űrrepülőgép visszatérés közbeni aerodinamikus fékezésére szolgáló hővédelemhez hasonlóan egy ilyen rendszer hővédelmének is jelentősnek kell lennie. A berendezés teljes ideje a légkörben hiperszonikus sebesség mellett hosszabb az eldobható visszatérő kapszulához képest, de rövidebb, mint az űrsiklóé.

Az újabb anyagok jó hűtést és hővédelmet kínálnak magas hőmérsékleten , de általában ablatív anyagok, amelyek fokozatosan elvesznek a használat során, és magukkal hordozzák a hőt. Így a kutatások elsősorban a ház aktív hűtésére irányulnak, melynek során a hűtőközeg a ház "hőterheléses" részeiben kénytelen keringeni, eltávolítva a hőt a házból és megakadályozva annak tönkremenetelét. Általában az üzemanyagot hűtőfolyadékként javasolják használni, ugyanúgy, ahogy a modern rakétahajtóművek üzemanyagot vagy oxidálószert használnak a fúvóka és az égéstér (CC) hűtésére. Bármilyen összetett hűtőrendszer hozzáadása növeli a súlyt és csökkenti a teljes rendszer hatékonyságát. Így az aktív hűtési rendszer szükségessége korlátozó tényező, amely csökkenti a scramjet használatának hatékonyságát és kilátásait.

A motor tömege és hatékonysága

Az űrrendszer teljesítménye elsősorban kilövési súlyától függ. A járművet jellemzően úgy tervezték, hogy egy adott motor és hajtóanyag használatával maximalizálja a hatótávolságot ( ), a pályamagasságot ( ) vagy a hasznos teher tömeghányadát ( ). Ez kompromisszumokhoz vezet a motor hatásfoka, azaz az üzemanyag tömege és a motor összetettsége, azaz a száraz tömege között, ami a következőképpen fejezhető ki: $R$ $R$ $\Gamma$

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

ahol a tömegnek az üzemanyag nélküli része, amely magában foglalja a teljes szerkezetet, beleértve az üzemanyagtartályokat és a motorokat; — az üzemanyag és az oxidálószer tömegének aránya, ha ez utóbbit használják, valamint azoknak az anyagoknak a tömege, amelyeket a repülés során felhasználnak, és amelyeket kizárólag a repülés végrehajtására szánnak; - a kezdeti tömegarány, amely a rendeltetési helyre szállított hasznos teherfrakció (PN) reciproka. $\Pi _{e}={\frac {m_{{üres}}}{m_{{kezdeti}}}}$ $\Pi _{f}={\frac {m_{{üzemanyag}}}{m_{{kezdeti}}}}$ $\Gamma ={\frac {m_{{kezdeti}}}{m_{{payload}}}}$

A scramjet motor használata növeli a hajtómű tömegét a rakétához képest és csökkenti az üzemanyag arányát . Ezért nehéz eldönteni, hogy az alkalmazott rendszerek közül melyik lesz előnyben, és ad alacsonyabb értéket , ami azonos indítási tömeg mellett a hasznos teher növekedését jelenti. A scramjet támogatói azt állítják, hogy az üzemanyag miatti kilövés tömegének csökkenése 30%, a hiperszonikus ramjet hozzáadásával járó növekedés pedig 10% lesz. Sajnos egy feltételezett járműben a tömeg kiszámításának bizonytalansága olyan nagy, hogy egy scramjet motor hatásfokának vagy tömegének előrejelzésében bekövetkezett kisebb változások az ST - frakció súlyát egyik vagy másik irányba billenthetik. Ezenkívül figyelembe kell venni a megváltozott konfiguráció légellenállását vagy súrlódását. A készülék súrlódása magának a készüléknek a súrlódásának ( ) és a beépített scramjet súrlódásának ( ) összegének tekinthető . A beépítési súrlódást hagyományosan a pilonok súrlódásából és magában a motorban lévő áramlásból nyerik, amely tolóerő-csökkentő tényezőként írható fel: $\Pi _{e}$ $\Pi _{f}$ $\Gamma$ $D$ $D_{e}$

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

ahol egy szorzó, amely figyelembe veszi a légellenállási veszteségeket, és a motor tolóereje súrlódás nélkül. $\phi _{e}$ $F$

Ha a scramjet a jármű aerodinamikus karosszériájába van beépítve, úgy tekinthető, hogy a motor súrlódása ( ) a különbség a jármű alapkonfigurációjának súrlódásától. A motor teljes hatásfoka ( eng. ) 0 és 1 ( ) közötti értékként ábrázolható fajlagos impulzusként: $D_{e}$ $\eta _{0}$

\eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{{PR}}}}\cdot I_{{sp}}={\frac {E_{{thrust}}}{ E_{{chem}}}}

hol van a szabadesési gyorsulás a földfelszínen ; - a készülék sebessége; — specifikus impulzus; — az üzemanyag égési hőmérséklete; a nettó tolóerő és a rendelkezésre álló kémiai energia. $g_{0}$ $V_{0}$ $én_{{sp}}$ $h_{{PR}}$ $E_{{thrust}}$ $E_{{chem}}$

A fajlagos impulzust gyakran használják a rakéta hatékonyságának mérésére, mivel például az LRE esetében közvetlen kapcsolat van a fajlagos impulzus, a fajlagos üzemanyag-fogyasztás ( eng. ) és a kipufogógáz sebessége között. Általában a fajlagos impulzus értékét a repülőgép-hajtóműveknél kisebb mértékben használják, és itt is meg kell jegyezni, hogy ebben az esetben és a készülék aktuális sebességének függvényei. A rakétamotor fajlagos impulzusa nem a sebességtől, hanem a tengerszint feletti magasságtól függ, és a legnagyobb értékeit vákuumban éri el, ahol az oxigén-hidrogén LRE-k esetében a maximális értéke 360 s a felszínen, ill. 450 s vákuumban ( SSME , RD-0120 ). A scramjet fajlagos impulzusa fordított arányban áll a magassággal és a sebességgel, maximum 1200 s-os minimális sebességnél éri el a maximális értéket, ami a sebesség növekedésével fokozatosan csökken, bár ezek a becslések jelentősen eltérnek a szakirodalomban. Egyfokozatú berendezés egyszerű esetében a tüzelőanyag-tömeghányad a következőképpen fejezhető ki: $\eta _{0}$ $én_{{sp}}$

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

amely egylépcsős térrendszer esetén a következőképpen fejezhető ki :

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

vagy légi jármű állandó sebességgel és magassággal történő repülése esetén:

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

ahol a hatássugár, amely a képlettel fejezhető ki a Breguet -sugárral : $R$

\Pi _{f}=1-exp\left[{-BR}\jobbra]

, ahol a Breguet-sugár van

B={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{{PR}}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{L}}{C_{ D}}}}}

${C_{L}}$ — emelőerő együttható ; — aerodinamikai ellenállási együttható . Az utolsó képlet lehetővé teszi egylépcsős térrendszer megvalósítását. ${CD}}$

A tervezés egyszerűsége

A hiperszonikus repülőgépeknek kevés mozgó alkatrésze van, vagy nincs is. Az alkotóelemek többsége folyamatosan halad át egymás felületére. Az egyszerű üzemanyag-szivattyúkkal és a repülőgép formájú leszállóegységekkel a scramjet járművek fejlesztése általában kevésbé anyagigényes és könnyebben megtervezhető, mint más típusú űrrendszerek.

Egy további meghajtórendszer szükségessége

Egy hiperszonikus repülőgép nem képes elegendő tolóerőt kifejteni, amíg fel nem gyorsítják M≈5 sebességre, bár a kialakítástól függően, amint azt fentebb említettük, lehetséges egy hibrid scramjet / scramjet változat, amely alacsonyabb sebességgel tud működni. A vízszintes felszálló repülőgépeket azonban további turbósugárhajtóművekkel vagy rakétahajtású rakétahajtóművekkel kell felszerelni a felszálláshoz, valamint a kezdeti emelkedéshez és gyorsuláshoz. Ezekhez a motorokhoz üzemanyagra is szüksége lesz az összes szükséges rendszerrel. Mivel a nehéz turbóhajtóművekkel felszerelt opció nem képes M> 3 sebességre gyorsítani, ebben a sebességtartományban más gyorsítási módot kell választani, nevezetesen a szuperszonikus scramjet hajtóműveket vagy a rakéta hajtóműveket. Saját üzemanyaggal és rendszerrel is kell rendelkezniük. Ehelyett a repülés kezdeti szakaszában javasolják az első fokozat alkalmazását egy szilárd rakétaerősítő formájában , amely a scramjet működéséhez elegendő sebesség elérése után válik le. Javasoljuk a speciális repülőgép-erősítők használatát is.

A tesztek nehézsége

Ellentétben a földön tesztelhető sugárhajtású és rakéta-meghajtó rendszerekkel, a hiperszonikus repülőgépek tesztelése rendkívül drága kísérleti berendezéseket vagy indítóberendezéseket igényel, ami magas fejlesztési költségekhez vezet. Az elindított kísérleti modellek általában a tesztelés során vagy után megsemmisülnek, ami kizárja az újrafelhasználást.

A legsikeresebben tesztelt a " Zirkon " orosz rakéta (a rakéta 20 km-nél nagyobb magasságban repülve elérte a 8M-t), amelynek második fokozata ramjet motorral rendelkezik. [tizenegy]

Nukleáris hiperszonikus ramjets

A scramjet hajtóművek egy speciális alcsoportja a nukleáris scramjet hajtóművek. Mint minden nukleáris sugárhajtómű , a nukleáris scramjet motor is fel van szerelve egy munkafolyadék-fűtő kamrával az égéskamra helyett. Ezenkívül a vegyi scramjet motorokkal ellentétben a nukleáris scramjet hajtóművek csak légköri levegőt használnak munkafolyadékként. Következésképpen egy nukleáris scramjet repülőgépnek elvileg nincs szüksége fedélzeti munkafolyadék-tartalékra. De a nem nukleáris scramjethez hasonlóan a nukleáris scramjet sem képes az alsó határ (kb. 4-5M) alatti sebességgel működni.

Lehetőség van azonban hárommódusú hiperszonikus nukleáris meghajtási rendszer (NPU) létrehozására. Az alsó határnál jóval alacsonyabb sebességeknél (és még inkább nulla sebességnél) egy ilyen atomerőmű „rakéta üzemmódban” működik, a munkafolyadék fedélzeti tartalékait felhasználva.

Az ilyen atomerőmű a fel- és leszállásnál lényegesen nagyobb, de a scramjet üzemmódban való működéshez nem elegendő sebességgel „kevert üzemmódban” üzemel, részben légköri levegő felhasználásával, részben a munkaközeg fedélzeti ellátásával, illetve ez az eset a repülési sebességtől függ: minél nagyobb a sebesség, annál nagyobb a légköri levegő aránya a munkaközegben, és annál kevesebb munkaközeg jut a hajtóműhöz a fedélzeti tartalékokból.

Végül, 5M-nél nem kisebb sebességnél a NUCLEAR scramjet üzemmódban működik, kizárólag atmoszférikus levegőt használva. A „rakéta üzemmódot” és a „vegyes üzemmódot” természetesen csak fel- és leszállásra, valamint a minimális utazósebességre (jelen esetben körülbelül 5 M-re) való gyorsításra használják, míg a scramjet üzemmódot természetesen cirkáló üzemmódként használják. (A nukleáris űrrepülőgépek "rakéta üzemmódot" használnak, mivel csak az atmoszférán kívül cirkálnak.)

Ennek eredményeként nincs szükség egy nukleáris hiperszonikus repülőgép további felső fokozattal való felszerelésére. Ezzel szemben az azonos tartálykapacitású hajtóműves atomerőmű hatékony fedélzeti munkaközeg-ellátása kétszer akkora, mint egy vegyi meghajtású hajtómű esetében. Továbbá, mint kis tolatómotorok (beleértve az orientációs motorokat is) repülőgépeken, lehetséges olyan elektromos rakétahajtóműveket használni, amelyek ugyanazt a munkaközeget használják, mint a NUCLEAR hajtóműve. Vagyis lehetőség van egy integrált kombinált távirányító (ODU) létrehozására.

Ennek eredményeként egy nukleáris hiperszonikus repülőgép szerkezetileg és technológiailag viszonylag egyszerűnek bizonyul, és a középrepülési atomerőmű viszonylag nagy tömege ellenére is könnyebb, mint nem nukleáris megfelelője. Ezenkívül a nukleáris és elektromos rakétahajtóművek potenciálisan nagyságrenddel hosszabb élettartammal rendelkeznek, mint a vegyi sugárhajtóművek (beleértve a rakéta- és a scramjet hajtóműveket is).

Így egy hiperszonikus vagy űrrepülőgép megalkotása elméletileg egyszerűbb tervezési feladatnak bizonyulhat, mint egy nem nukleáris analóg létrehozása, ugyanakkor viszonylag olcsó is lehet (a legnehezebb és legdrágább részfeladat elfogadható középrepülési hiperszonikus atomerőmű létrehozása). Ezenkívül a hiperszonikus vagy űrrepülőgépek üzemeltetése egyszerűbbnek és olcsóbbnak bizonyulhat, mint egy nem nukleáris repülőgép. Egy ilyen repülőgép üzembiztonsági problémái (repülésbiztonság, a kiégett fűtőelemek elhelyezésének biztonsága és az üzemen kívüli repülés közbeni nukleáris blokkok) szintén teljesen megoldhatók. .

Lásd még

Jegyzetek

↑ The Space Show: 329. adás, 2005. április 21 Allan Paull Archiválva : 2006. május 17. a Wayback Machine -nél
↑ Concorde Supersonic Aircraft GYIK Archivált 2010. június 6. a Wayback Machine -nél
↑ GLL "Hideg" . Letöltve: 2009. május 31. Az eredetiből archiválva : 2012. május 8.. (határozatlan)
↑ GLL-VK "Igla" . Letöltve: 2009. május 31. Az eredetiből archiválva : 2012. május 8.. (határozatlan)
↑ Hypersonic Aircraft archiválva : 2016. február 12. a Wayback Machine -nél
↑ Paull, A.; Stalker, RJ, Mee, DJ Szuperszonikus égési kísérletek ramjet-vel a szélcsatornában. // Jfm 296: 156-183 : folyóirat. – 1995. (Orosz) (angol)
↑ Voland RT, Auslender AH, Smart SM, Roudakov A., Semenov V. CIAM /NASA Mach 6.5 Scramjet Flight and Ground Experiments // AIAA 99-4848, okt. 1999.
↑ A Langley Center brosúrája hiperszonikus repülőgépek elektromos íves plazmarendszerben történő teszteléséhez. Az eredetiből archiválva : 2010. október 24. (Angol)
↑ A Langley Center brosúrája hiperszonikus repülőgépek teszteléséhez hőszivattyús gázdinamikus berendezésen. Az eredetiből archiválva : 2010. október 24. (Angol)
↑ India motort tesztel, hogy tízszeresére csökkentse a rakétaindítás költségeit . Letöltve: 2016. szeptember 13. Az eredetiből archiválva : 2016. szeptember 13.. (határozatlan)
↑ A média beszámolt a Zircon hiperszonikus rakéta tesztjeinek részleteiről . Archiválva az eredetiből 2017. május 2-án. Letöltve: 2017. szeptember 19.

Linkek

Scramjet motorok
Billig, F. S. "SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile", AIAA 93-2329, 1993.
Az ABC The Lab – A 2002-es Hyshot elindítása .
A NASA X-43A
Változtatható geometriájú bemeneti kialakítás scram sugárhajtóműhöz . Amerikai Szabadalmi és Védjegyhivatal . Letöltve: 2005. október 7. Az eredetiből archiválva : 2012. március 31.. (határozatlan)
Airbreather's Burden . Miért nem feltétlenül jó a levegővétel a pálya eléréséhez ? Letöltve: 2005. december 27. Az eredetiből archiválva : 2012. március 31.. (határozatlan)
Scramjet égőfej fejlesztési PDF fájl

Szótárak és enciklopédiák	Britannica (online)

Motorok

Belső égésű motorok (kivéve a turbinát )

viszonzó

Ciklusok száma	Kétütemű motor Lenoir motor Négyütemű motor Ötütemű motor forgó Hatütemű motor
Hengerelrendezés _	soros motor U-motor boxer motor H-motor V-motor VR motor W motor csillag motor forgó X-motor
Dugattyús típusok	Szabaddugattyús Ellendugattyús motor deltoid Tengelyirányú
Begyújtási módszer	Dízel Kompressziós karburátor Fűtés és kompresszió Izzó karburátor akkumulátoros gyújtás Elektromágnes Ív és gyújtógyertyák

Forgó

Kombinált

hibrid
Hesselmann motor

Légsugár

Főbb típusok

Tömörítetlen	Közvetlen áramlás Lüktető
Turbóhajtómű	Turbóventilátor (kétkörös) Légcsavaros gázturbina Turbópropfan Turbótengely

Módosítások
és hibrid rendszerek

Lásd még: Gázturbinás motorok

rakétamotorok

Kémiai

Folyékony	Zártláncú nyitott hurok fázisátmenettel Walther motor
Egyéb	Szilárd tüzelőanyag Üzemanyag hibrid

Nukleáris

Elektromos

Vérplazma
- elektromágneses gyorsító VASIMR
ión
Elektrotermikus
Elektrosztatikus

Egyéb

Külső égésű motorok

Turbinák és mechanizmusok turbinákkal a kompozícióban

A dolgozó test típusa szerint

Gáz	Gázturbinás üzem gázturbinás erőmű Gázturbinás motorok
Gőz	Kombinált ciklusú üzem Kondenzációs turbina
hidraulikus	propeller turbina

Tervezési jellemzők szerint

Axiális (axiális) turbina
centrifugális turbina
- sugárirányú
- átlós
Radiális-axiális turbina (Francis turbina)
Kaplan turbina
Pelton turbina (Pelton turbina)
Turbina Turgo
Daria rotor
Walesi turbina
Turbina Tesla
Segner kereke

Elektromos motorok
Egyenáram Váltakozó áram Többfázisú Három fázis Kétfázisú egyfázisú Egyetemes
Aszinkron	kondenzátor motor
Szinkron	Kefe nélküli (kapcsolt motor) Gyűjtő Reaktív szelep Stepper
Egyéb	Lineáris Hiszterézis Egypólusú Ultrahangos mendocino motor

Biológiai motorok
motoros fehérjék	aktin Dinein Kinesin Miozin Tropomiozin Troponin Flagellin

Lásd még örökmozgó Fogaskerék motor gumi motor