Hypersonický náporový motor

Hypersonický motor (scramjet) je varianta  náporového motoru (ramjet) určená pro zástavbu na odpovídající letadla dosahující hypersonických rychlostí , která se liší od běžného nadzvukového spalování. Při vysokých otáčkách je pro udržení účinnosti motoru nutné vyvarovat se silného zpomalování nasávaného vzduchu a spalování paliva v nadzvukovém proudu vzduchu.

Popis hypersonického náporového trysku

Horní mez rychlosti hypersonického náporového proudu (scramjet) bez použití přídavného okysličovadla se odhaduje na M 12-24. Výzkum v rámci projektu Rockwell X-30 v 80. letech stanovil horní hranici otáček pro provoz scramjet motoru, odpovídající M17 v souvislosti se zajištěním podmínek pro spalování v motoru. Pro srovnání, nejrychlejší pilotovaný letoun poháněný nadzvukovými kombinovanými proudovými motory Lockheed SR-71 „Blackbird“ společnosti Lockheed dosahuje rychlosti ne vyšší než M3,4. Na rozdíl od raketového motoru scramjet nepoužívá okysličovadlo dopravované spolu s vozidlem, ale atmosférický vzduch, takže má teoreticky mnohem vyšší ukazatel účinnosti motoru - specifický impuls ve srovnání s většinou existujících raketových motorů.

Stejně jako nadzvukový nápor se hypersonický nápor skládá ze vzduchového kanálu se zúžením - přívodu vzduchu , ve kterém je vzduch vstupující do něj rychlostí letu letadla (LA) zpomalován a stlačován, spalovací komory , kde je palivo hořel, tryska , přes který plynné palivo spalování produkty při rychlosti větší než je rychlost letu, což vytváří tah motoru . Stejně jako nadzvukový nápor má hypersonický nápor málo nebo žádné pohyblivé části. Zejména postrádá kompresor a turbínu , které jsou přítomny v proudovém motoru (TRD) a jsou nejdražšími díly takového motoru, přičemž jsou potenciálním zdrojem problémů při provozu.

Aby mohl hypersonický nápor ovládat, potřebuje nadzvukový proud vzduchu, který jím prochází. Proto, stejně jako nadzvukový nápor, má i hypersonický nápor minimální rychlost, při které může pracovat, přibližně rovnou M7-8 [1] . Zařízení s hypersonickým náporem tedy potřebuje jiný způsob, jak zrychlit na rychlost dostatečnou pro provoz hypersonického náporového zařízení. Hybridní nadzvukový/hypersonický nápor může mít nižší minimální provozní rychlost a některé zdroje uvádějí, že experimentální hypersonický letoun Boeing X-43 takový motor má. Nejnovější testy X-43 byly provedeny pomocí raketového posilovače vypuštěného z nosného letadla a urychlujícího toto zařízení na rychlost 7,8M.

Hypersonická vozidla se vyznačují problémy spojenými s jejich hmotností a konstrukční a provozní složitostí. O perspektivě hypersonických náporových motorů se aktivně diskutuje především proto, že mnoho parametrů, které v konečném důsledku určí účinnost letadla s takovým motorem, zůstává nejistých. Zejména s tím jsou spojeny také značné náklady na testování takových letadel. Dobře financované projekty, jako je X-30, byly pozastaveny nebo zrušeny, dokud nebyly postaveny experimentální modely.

Historie

Od druhé světové války bylo vynaloženo značné úsilí na výzkum v oblasti dosahování vysokých rychlostí proudovými letadly a raketovými letadly . V roce 1947 uskutečnil svůj vůbec první nadzvukový let experimentální raketový letoun Bell X-1 a v roce 1960 se začaly objevovat návrhy a projekty pro lety hypersonickou rychlostí. S výjimkou konstrukcí pro raketová letadla jako North American X-15 , která byla speciálně navržena pro dosažení vysokých rychlostí, zůstaly rychlosti proudových letadel v rozsahu M1-3.

V 50. a 60. letech 20. století byly vytvořeny a testovány na zemi různé experimentální hypersonické nápory. S ohledem na civilní leteckou dopravu bylo za hlavní cíl vytvoření a použití hypersonických náporových motorů považováno spíše snížení provozních nákladů než zkrácení doby trvání letů. Vzhledem k tomu , že nadzvukové proudové motory jsou složitější než podzvukové a nadzvuková letadla jsou složitější a mají nižší aerodynamickou kvalitu než podzvuková, spotřebují nadzvuková letadla vybavená proudovým motorem výrazně více paliva než podzvuková. Komerční aerolinky proto raději obsluhovaly podzvukové širokotrupé letouny před nadzvukovými ( Concorde a Tu-144 ). Ziskovost použití posledně jmenovaného byla stěží patrná a ztráta ziskovosti letů British Airways Concorde během jeho provozu činila v průměru 40 % [2] (bez vládou dotovaných letů).

Jedním z hlavních rysů vojenských letadel je dosažení co největší manévrovatelnosti a stealth, což je v rozporu s aerodynamikou hypersonického letu. V období 1986-1993 došlo ve Spojených státech k vážnému pokusu o vytvoření jednostupňového vesmírného systému Rockwell X-30 (firma Rockwell International , projekt NASP, anglicky  National Aero-Space Plane ) založeného na hypersonickém náporovém letounu, ale to selhalo. Koncept hypersonického letu však ze scény nezmizel a v posledních dvou desetiletích pokračoval menší výzkum. Například 15. června 2007 DARPA a australské ministerstvo obrany oznámily úspěšný hypersonický let 10M pomocí raketového posilovače k ​​dosažení minimální provozní rychlosti na střelnici Woomera ve střední Austrálii. V USA vytvořily Pentagon a NASA Národní hypersonickou strategii , aby prozkoumala spektrum hypersonických letů .  Velká Británie , Austrálie , Francie , Rusko a Indie (projekt RLV-TD ) mají také své vlastní výzkumné programy, ale pro rok 2009 nevzniklo jediné „fungující“ zařízení s hypersonickým náporem – všechny dostupné a testované modely a vzorky jsou vytvořeny jako část experimentů jejich výzkumem.

V SSSR vývoj takových systémů prováděl Ústřední institut leteckých motorů (CIAM) pojmenovaný po P. I. Baranovovi, který se nachází ve městě Moskva a Lytkarino . V 70. letech byly zahájeny práce na vytvoření hypersonického náporového letounu a hypersonické létající laboratoře (HLL) Kholod [3] založené na raketě S-200 , na které byl v Kazachstánu proveden unikátní letový test hypersonického náporového letounu. rychlost 5,7M. V současné době ústav pracuje na nadějných GLL „Igla“ („Výzkumný hypersonický letoun“) a „Kholod-2“ s nadzvukovým náporem [4] .

Problém je umocněn zveřejněním, často jen částečným, dříve utajovaných materiálů o experimentech, které jsou drženy v tajnosti, ale z nichž se přesto dělají tvrzení o získání funkčních modelů motorů. Kromě toho existují potíže s potvrzením spolehlivosti takové informace a zejména skutečnosti nadzvukového spalování a získání požadovaného tahu. Alespoň čtyři skupiny, které zahrnují několik států a organizací, tak mají legitimní důvody prohlásit se za „první“.

Srovnávací popis

Scramjet je typ motoru navržený pro provoz při vysokých rychlostech, které jsou běžnější v raketách než v letadlech. Hlavní rozdíl mezi aparaturou s takovým motorem a raketou je v tom, že nenese oxidační činidlo pro provoz motoru, k tomuto účelu využívá atmosférický vzduch. Běžná letadla s náporovým ( ramjet ), proudovým ( turbojet ), obtokovým turbodmychadlem ( dtvd ) a turbovrtulovým ( twt ) motorem mají stejnou vlastnost - využívají atmosférický vzduch - ale jejich použití je omezeno na podzvukové a nadzvukové rychlosti.

Proudové motory jsou účinné při podzvukových a středních nadzvukových rychlostech, ale jejich účinnost rychle klesá s rostoucí rychlostí letu při M>2. To je vysvětleno skutečností, že při nadzvukové rychlosti letu se se zvýšením Machova čísla rychle zvyšuje stagnační teplota v proudu vzduchu dopadajícího na motor. V motoru stoupá teplota vzduchu na hodnoty blízké stagnační teplotě při jeho brzdění a stlačování v nasávání vzduchu. U proudového motoru je vzduch dodatečně stlačován a ohříván v kompresoru. V důsledku toho se s rostoucím počtem letů M zvyšuje teplota vzduchu vstupujícího do spalovací komory proudového motoru. Za spalovací komorou, kde dochází ke zvýšení teploty v důsledku spalování paliva, je do turbíny přiváděna směs vzduchu a zplodin hoření. Pevnostní vlastnosti turbíny omezují maximální přípustnou teplotu plynu na jejím vstupu a zároveň maximální množství paliva, které lze bezpečně dodat a spálit ve spalovacím prostoru proudového motoru. Se zvýšením rychlosti letu u proudového motoru je nutné snížit množství ohřevu plynu ve spalovací komoře. Dalším problémem proudových motorů je pokles výkonu kompresoru se zvýšením teploty vzduchu na jeho vstupu. Při určité rychlosti letu vedou tyto faktory k poklesu tahu motoru na nulu. Nejvyšší provozní otáčky motoru lze zvýšit ochlazením vzduchu vstupujícího do sběrače vzduchu, pomocí přídavného spalování nebo pomocí hybridního turboproudového/náporového motoru .

Letadla s náporovými motory jsou konstrukčně jednodušší, protože takový motor má menší odpor proti procházejícímu vzduchu ( tření ) a obsahuje méně dílů, které musí fungovat při vysokých teplotách. Díky menšímu tření může náporový motor poskytovat vyšší rychlosti, ale kvůli potřebě velkého množství vzduchu vstupovat do vzduchovodu bez pomoci kompresoru nemůže být rychlost takového letadla nižší než 600 km / h . Na druhé straně náporové pracovní schéma předpokládá zpomalení nasávaného vzduchu na podzvukovou rychlost pro jeho stlačení, smíchání s palivem a následné spalování. Tento proces vede ke zvýšení problémů spolu se zvýšením rychlosti zařízení - rázové vlny během zpomalování plynu vstupujícího do motoru při nadzvukové rychlosti vedou ke zvýšení tření, které nakonec není možné kompenzovat tahem motoru . Stejně jako v případě turbínových motorů je tento proces doprovázen zvýšením teploty , což snižuje účinek spalování paliva. Pro udržení výkonu motoru je nutné přijmout opatření ke snížení tření a teploty v něm. V závislosti na použitých konstrukčních řešeních a také na typu použitého paliva je horní limit rychlosti pro letadlo s motorem scramjet 4–8M.

Nejjednodušší verze hypersonického nájezdu vypadá jako dvojice trychtýřů , které jsou navzájem spojeny úzkými otvory. První nálevka slouží jako přívod vzduchu, v nejužší části se přiváděný vzduch stlačuje, přidává se do něj palivo a směs se spaluje, čímž se dále zvyšuje teplota a tlak plynu. Druhý trychtýř tvoří trysku, kterou se zplodiny hoření roztahují a vytvářejí tah. Takové schéma umožňuje scramjetu eliminovat silné tření a poskytuje vysokou účinnost spalování při jeho použití při rychlostech nad 8M, čehož je dosaženo udržováním prakticky nezměněné rychlosti vzduchu procházejícího celým motorem. Protože se ve srovnání se scramjetem procházející plyn v hypersonickém scramjetu méně zpomaluje, méně se zahřívá a spalování probíhá efektivněji s více užitečnou energií (viz Hessův zákon , Kirchhoffův zákon ). Hlavním problémem takového schématu je, že palivo musí být smícháno se vzduchem a spáleno v extrémně krátké době a že jakékoli porušení geometrie motoru povede k velkému tření. Umístění scramjet motoru pod karoserií (trupem) vozidla je navrženo tak, aby přeměnilo třecí sílu na vztlak a vytvořilo dodatečný vztlak pomocí výfuku motoru. To tvoří vztlak při hypersonickém letu a určuje konstrukci hypersonických letadel.

Teorie

Každý hypersonický nápor má vstřikovače paliva , spalovací komoru , trysku a přívod vzduchu, který stlačuje příchozí proud vzduchu. Někdy je motor vybaven také držákem plamene , i když teplota  stagnace proudění v oblasti zaměření hustotní vlny je dostatečně vysoká pro soběstačné spalování. Jiné motory používají samozápalná aditiva, jako jsou silany , aby se vyhnuly problémům se stabilitou spalování. Mezi sáním vzduchu a spalovací komorou se často používá izolátor, aby se prodloužila životnost motoru.

V případě scramjetu je kinetická energie vzduchu vstupujícího do motoru větší než energie uvolněná v důsledku spalování paliva v atmosférickém vzduchu. Při rychlosti 25 M tvoří teplo uvolněné v důsledku spalování paliva asi 10 % celkové entalpie proudění. Bez ohledu na použité palivo se kinetická energie vzduchu a teoretická užitečná tepelná energie ze spalování paliva budou navzájem rovnat přibližně 8M. Konstrukce scramjetu je tedy primárně zaměřena spíše na snížení tření než na zvýšení tahu.

Vysoká rychlost ztěžuje regulaci průtoku uvnitř spalovací komory (CC). Vzhledem k tomu, že proudění vzduchu je nadzvukové, nedochází k žádnému zpětnému šíření procesů probíhajících v CS. To neumožňuje regulovat tah změnou velikosti vstupu trysky (CS). Navíc veškerý nadzvukový plyn procházející spalovací komorou se musí smísit s palivem s minimálním třením a mít dostatek času na spálení, aby se v trysce roztáhl a vytvořil tah. To ukládá přísná omezení průtokového tlaku a teploty a vyžaduje, aby vstřikování paliva a míchání byly extrémně účinné. Hodnoty provozního tlaku se pohybují v rozmezí 20–200 kPa (0,2–2 atmosféry ) a současně se tlakem rozumí:

kde q je dynamický tlak ; ρ ( ro ) je hustota ; v je rychlost .

Aby byla rychlost spalování konstantní, musí být konstantní i tlak a teplota v motoru. To je problematické, protože řízení proudění vzduchu v takovém motoru je technicky nemožné, což znamená omezení výšky a rychlosti, případně odpovídajícího dynamického tlaku, při kterém je konkrétní scramjet schopen (zamýšleno) pracovat. Aby tedy tento požadavek splnil, musí takový přístroj při zrychlování nabírat nadmořskou výšku. Optimální dráha stoupání a klesání se nazývá dráha konstantního dynamického tlaku (TPDD, angl.  konstantní dynamický tlak, CDPP ). Předpokládá se, že vozidla s motory scramjet lze použít až do nadmořské výšky 75 km [5] .

Pořadí vstřikování paliva je také potenciálně obtížný technický problém. Jedno z možných schémat cirkulace paliva je následující: palivo je stlačeno na 100 atmosfér pomocí turbočerpadla, ohřátého trupem, prochází turbínou čerpadla a poté zbývající část tlaku využijí vstřikovače ke vstřikování paliva při rychlost větší, než je rychlost procházejícího proudu vzduchu u základny spalovací komory. Proudy paliva tvoří v procházejícím proudu vzduchu mřížkovou strukturu. Vysoká turbulence v důsledku vyšší rychlosti paliva vede k dalšímu míchání. Zároveň platí, že čím složitější jsou molekuly paliva (například jako petrolej), tím delší musí být scramjet, aby bylo zajištěno úplné spálení paliva.

Minimální Machovo číslo, při kterém může scramjet motor pracovat, je omezeno skutečností, že stlačený proud musí být dostatečně horký, aby spálil palivo, a musí mít dostatečně vysoký tlak, aby dokončil reakci předtím, než směs vzduchu opustí trysku. Pro udržení motoru patřícího do třídy scramjet, zachování jeho vlastností a pracovní stability musí proudění plynu udržovat nadzvukovou rychlost ve všech úsecích své dráhy v motoru.

Stupeň komprese přímo souvisí se stupněm zpomalení průtoku a určuje spodní hranici použití. Pokud se plyn v motoru zpomalí na rychlost pod 1M, motor se "zastaví" a generuje rázové vlny , které jsou při experimentech jasně viditelné pouhým okem. Náhlé zpomalení proudění vzduchu v motoru může vést k urychlenému spalování v CS, což může způsobit destrukci (včetně detonace) scramjetu. Kromě komprese je spodní hranice rychlosti ovlivněna také zvýšením rychlosti zvuku v plynu s rostoucí teplotou. Od roku 2009 se věří, že spodní rychlostní limit pro použití „čistého“ hypersonického náporového proudu je 6-8M [6] . Existují konstrukční projekty pro hybridní motory scramjet/scramjet, které předpokládají transformaci nadzvukového motoru na nadzvukový při rychlostech M3–6 [7] a mají nižší spodní rychlostní limit využívající podzvukové spalování jako u scramjetu.

Vysoké náklady na letové zkoušky a nemožnost plnohodnotných pozemních zkoušek brzdí rozvoj hypersonického letectví. Pozemní zkoušky jsou zaměřeny především na částečnou simulaci letových podmínek a byly prováděny v kryogenních instalacích, plynových dynamických instalacích na bázi raketových motorů, nárazových tunelech a plazmových generátorech, ale všechny pouze přibližně simulují skutečný let [8] [9] . Teprve nedávno se v oblasti výpočetní dynamiky tekutin nashromáždilo dostatek experimentálních dat pro realistickou počítačovou simulaci za účelem řešení problémů provozu vozidel se scramjetovými motory, konkrétně modelování mezní vrstvy vzduchu, míchání paliva s proudem vzduchu, dvou- fázové proudění , separace (separace) proudění, aerotermodynamika reálného plynu. Tato oblast je však stále nedostatečně prozkoumána. Navíc simulace kineticky omezeného spalování s rychle reagujícími palivy, jako je vodík , vyžaduje značný výpočetní výkon. Omezené modely se zpravidla používají při hledání numerických řešení "tuhých systémů" diferenciálních rovnic , které vyžadují malý integrační krok, a proto vyžadují mnoho počítačového času.

Většina experimentů s hypersonickými náporovými tryskami zůstává utajena . Několik skupin, včetně amerického námořnictva s motorem SCRAM ( 1968 - 1974 ), Boeing s aparátem Hyper-X , prohlašuje úspěšné lety s použitím motorů scramjet. Indie ohlásila testování hypersonického náporového letadla (SCRAMJET) v září 2016 [10] .

Konečným hypersonickým náporovým designem bude pravděpodobně hybridní motor s rozšířeným rozsahem provozních otáček:

• dvourežimový scramjet / scramjet, s možností podzvukového a nadzvukového spalování ("SGD");
• Scramjet použitý kromě raketového motoru s možností přidání přídavného okysličovadla (GRD) do sběrače vzduchu.

GRE by měl mít mnohem větší rozsah přípustného dynamického tlaku a rychlosti.

Výhody a nevýhody scramjetu

Speciální chlazení a materiály

Na rozdíl od konvenční rakety, která letí rychle a téměř svisle atmosférou, nebo letadla, které letí mnohem nižší rychlostí, musí hypersonické vozidlo sledovat trajektorii, která zajišťuje režim provozu scramjetu, a zůstat v atmosféře při hypersonickém Rychlost. Vozidlo scramjet má v nejlepším případě průměrný poměr tahu k hmotnosti, takže jeho zrychlení je ve srovnání s nosnými raketami nízké . Doba strávená v atmosféře takovým vesmírným systémem tedy musí být významná a musí se pohybovat od 15 do 30 minut. Analogicky s tepelnou ochranou pro aerodynamické brzdění raketoplánu při návratu by měla být tepelná ochrana takového systému také významná. Celková doba aparatury v atmosféře při hypersonických rychlostech je ve srovnání s jednorázovou návratovou kapslí delší, ale kratší než u raketoplánu.

Novější materiály nabízejí dobré chlazení a tepelnou ochranu při vysokých teplotách , ale mají tendenci být ablativní materiály, které se při používání postupně ztrácejí a přenášejí s sebou teplo. Výzkum je tedy zaměřen především na aktivní chlazení skříně, při kterém je chladivo nuceno cirkulovat v „tepelně namáhaných“ částech skříně, odvádět teplo ze skříně a zabraňovat jejímu zničení. Zpravidla se navrhuje používat palivo jako chladicí kapalinu, podobně jako moderní raketové motory používají palivo nebo okysličovadlo k chlazení trysky a spalovací komory (CC). Přidání jakéhokoli složitého chladicího systému zvyšuje hmotnost a snižuje účinnost celého systému. Potřeba aktivního chladicího systému je tedy limitujícím faktorem, který snižuje účinnost a vyhlídky použití scramjetu.

Hmotnost a účinnost motoru

Výkon vesmírného systému souvisí především s jeho startovací hmotností. Typicky je vozidlo navrženo tak, aby maximalizovalo dolet ( ), výšku oběžné dráhy ( ) nebo hmotnostní zlomek užitečného zatížení ( ) s použitím konkrétního motoru a pohonné látky. To vede ke kompromisům mezi účinností motoru, tj. hmotností paliva, a složitostí motoru, tj. jeho suchou hmotností, kterou lze vyjádřit jako:

kde  je podíl hmotnosti bez paliva, který zahrnuje celou konstrukci včetně palivových nádrží a motorů;  — podíl hmotnosti paliva a okysličovadla, je-li použito, jakož i hmotnost těch materiálů, které budou spotřebovány během letu a jsou určeny výhradně k provedení tohoto letu;  - počáteční hmotnostní poměr, což je převrácená hodnota podílu užitečného zatížení (PN) dodaného na místo určení.

Použití scramjet motoru zvyšuje hmotnost motoru ve srovnání s raketou a snižuje podíl paliva . Proto je těžké rozhodnout, který z použitých systémů bude mít výhodu a dá nižší hodnotu , což znamená zvýšení užitečného zatížení při stejné startovací hmotnosti. Zastánci scramjetu tvrdí, že snížení startovací hmotnosti díky palivu bude 30% a zvýšení díky přidání hypersonického náporového letadla bude 10%. Bohužel nejistota ve výpočtu jakékoli hmotnosti v hypotetickém vozidle je tak velká, že drobné změny v předpovědích účinnosti nebo hmotnosti motoru scramjet mohou naklonit hmotnost frakce ST jedním nebo druhým směrem . Navíc je nutné počítat s odporem vzduchu či třením změněné konfigurace. Tření zařízení lze považovat za součet tření samotného zařízení ( ) a tření instalovaného scramjetu ( ). Instalační tření se tradičně získává z tření pylonů a proudění v samotném motoru, což lze zapsat jako faktor snižující tah:

kde  je násobič, který zohledňuje ztráty odporu vzduchu a  je tah motoru bez tření.

Pokud je scramjet integrován do aerodynamické karoserie vozidla, lze uvažovat, že tření motoru ( ) je rozdíl od tření základní konfigurace vozidla. Celková účinnost motoru ( ang. ) může být reprezentována jako hodnota mezi 0 a 1 ( ) z hlediska specifického impulsu:

kde  je zrychlení volného pádu na zemském povrchu;  - rychlost zařízení;  — specifický impuls;  — teplota spalování paliva;  je čistý tah a  je dostupná chemická energie.

Specifický impuls se často používá jako měřítko účinnosti rakety, protože například v případě LRE existuje přímý vztah mezi specifickým impulsem, specifickou spotřebou paliva ( angl. ) a rychlostí výfukových plynů. Obvykle se hodnota specifického impulsu používá v menší míře u leteckých motorů a zde je třeba také poznamenat, že v tomto případě a jsou funkcemi aktuální rychlosti zařízení. Specifický impuls raketového motoru nezávisí na rychlosti, ale závisí na nadmořské výšce a svých nejvyšších hodnot dosahuje ve vakuu, kde má maximální hodnotu v případě kyslíkovo-vodíkových LRE, 360 s na povrchu, a 450 s ve vakuu ( SSME , RD-0120 ). Specifický impuls scramjetu má inverzní vztah k výšce a rychlosti, maximální hodnoty dosahuje při minimální rychlosti 1200 s, která se s rostoucí rychlostí postupně snižuje, i když se tyto odhady v literatuře výrazně liší. V jednoduchém případě jednostupňového zařízení lze hmotnostní zlomek paliva vyjádřit takto:

což lze v případě jednostupňového vesmírného systému vyjádřit takto:

nebo v případě letu letadla konstantní rychlostí a nadmořskou výškou:

kde  je akční rádius, který lze vyjádřit vzorcem jako Breguetův poloměr :

 — koeficient zvedací síly ;  — koeficient aerodynamického odporu . Poslední vzorec umožňuje realizaci jednostupňového vesmírného systému.

Jednoduchost designu

Hypersonická letadla mají málo nebo žádné pohyblivé části. Většina součástí plynule přechází do sebe navzájem povrchy. S jednoduchými palivovými čerpadly a přistávacím modulem ve formě samotného letadla má vývoj scramjetového vozidla tendenci být méně náročný na materiály a jednodušší na konstrukci než jiné typy vesmírných systémů.

Potřeba dalšího pohonného systému

Hypersonické letadlo nemůže produkovat dostatečný tah, dokud není zrychleno na rychlost M≈5, i když v závislosti na konstrukci, jak je uvedeno výše, je možná hybridní scramjet / scramjet varianta, která může pracovat při nižší rychlosti. Letadlo s horizontálním vzletem však musí být vybaveno dalšími proudovými motory nebo raketovými motory pro vzlet a počáteční stoupání a zrychlení. Bude také potřebovat palivo pro tyto motory se všemi systémy, které potřebují. Vzhledem k tomu, že varianta s těžkými proudovými motory nebude schopna zrychlit na rychlost M> 3, je nutné zvolit jiný způsob zrychlení v tomto rozsahu rychlostí, a to nadzvukové scramjet motory nebo raketové raketové motory. Budou také muset mít vlastní palivo a systémy. Místo toho se pro počáteční fázi letu objevují návrhy použít první stupeň v podobě raketového posilovače na tuhé palivo , který se oddělí po dosažení rychlosti dostatečné pro činnost scramjetu. Navrhuje se také použití speciálních leteckých boosterů.

Obtížnost testů

Na rozdíl od proudových a raketových pohonných systémů, které lze testovat na zemi, vyžaduje testování hypersonických letadel extrémně drahá experimentální zařízení nebo odpalovací zařízení, což vede k vysokým nákladům na vývoj. Spuštěné experimentální modely jsou obvykle zničeny během testování nebo po něm, což vylučuje jejich opětovné použití.

Nejúspěšněji testovaná je ruská raketa " Zirkon " (raketa dosáhla 8M při letu ve výšce více než 20 km), jejíž druhý stupeň má náporový motor. [jedenáct]

Jaderné hypersonické nápory

Zvláštní podskupinou scramjetových motorů jsou jaderné scramjetové motory. Stejně jako každý jaderný proudový motor je i jaderný motor s nadměrným proudem vybaven ohřívací komorou pracovní tekutiny namísto spalovací komory. Také, na rozdíl od chemických scramjetových motorů, jaderné scramjet motory používají jako pracovní tekutinu pouze atmosférický vzduch. V důsledku toho letadlo s jaderným scramjetem v zásadě nepotřebuje žádné palubní zásoby pracovní tekutiny. Ale, stejně jako nejaderný scramjet, ani jaderný scramjet nemůže pracovat při rychlostech pod spodní hranicí (asi 4-5M).

Je však možné vytvořit třírežimový hypersonický jaderný pohonný systém (NPU). Při rychlostech mnohem nižších než je spodní limit (a ještě více při nulových rychlostech) taková jaderná elektrárna pracuje v „raketovém režimu“ s využitím palubních rezerv pracovní tekutiny.

Při rychlostech výrazně vyšších než při vzletu a přistání, ale nedostačujících pro provoz v režimu scramjet, pracuje taková jaderná elektrárna ve „smíšeném režimu“, částečně s využitím atmosférického vzduchu, částečně pomocí palubního přívodu pracovní tekutiny a podílu v tento případ závisí na rychlosti letu: čím vyšší rychlost, tím větší je podíl atmosférického vzduchu v pracovní kapalině a tím méně je pracovní kapaliny přiváděno do motoru z palubních rezerv.

Konečně, při rychlostech ne nižších než 5M, NUCLEAR pracuje v režimu scramjet a používá pouze atmosférický vzduch. Samozřejmě, že „raketový režim“ a „smíšený režim“ se používají pouze pro vzlet a přistání a pro zrychlení na minimální cestovní rychlost (v tomto případě asi 5M), zatímco režim scramjet se přirozeně používá jako cestovní režim. (Jaderná letecká a kosmická letadla používají "raketový režim" jako křižování pouze mimo atmosféru.)

Díky tomu není potřeba vybavovat jaderný hypersonický letoun přídavným horním stupněm. Na druhou stranu efektivní palubní zásoba pracovní kapaliny pro pohonnou jadernou elektrárnu se stejným objemem nádrže se ukazuje být dvakrát větší než v případě chemického pohonného systému. Také jako malé posunovací motory (včetně orientačních motorů) v leteckých letadlech je možné použít elektrické raketové motory využívající stejnou pracovní kapalinu jako pohon NUCLEAR. To znamená, že je možné vytvořit integrované dálkové ovládání (ODU).

Výsledkem je, že jaderný hypersonický letoun se ukazuje jako relativně jednoduchý konstrukčně a technologicky a i přes poměrně velkou hmotnost středoletové jaderné elektrárny lehčí než jeho nejaderný protějšek. Také jaderné a elektrické raketové motory mají potenciálně řádově delší provozní životnost než chemické proudové motory (včetně raketových a scramjetových motorů).

Vytvoření hypersonického nebo leteckého jaderného letadla se tedy teoreticky může ukázat jako jednodušší konstrukční úkol než vytvoření nejaderného analogu a zároveň může být relativně levné (nejobtížnějším a nejdražším dílčím úkolem je vytvoření přijatelné hypersonické jaderné elektrárny uprostřed letu). Také hypersonické nebo letecké jaderné letadlo se může ukázat jako jednodušší a levnější na provoz než nejaderný protějšek. Zcela řešitelné jsou i problémy bezpečnosti provozu takového letounu (bezpečnost letu, bezpečnost likvidace vyhořelého jaderného paliva a mimo provoz středních jaderných bloků). .

Viz také

• hypersonické letadlo
• Skylon
• ŠABLE
• Zirkon
• X-15

Poznámky

1. ↑ The Space Show: Broadcast 329 21. dubna 2005 Allan Paull Archivováno 17. května 2006 na Wayback Machine
2. ↑ Concorde Supersonic Aircraft FAQ Archivováno 6. června 2010 na Wayback Machine 
3. ↑ GLL "Studená" . Získáno 31. května 2009. Archivováno z originálu 8. května 2012. (neurčitý)
4. ↑ GLL-VK "Igla" . Získáno 31. května 2009. Archivováno z originálu 8. května 2012. (neurčitý)
5. ↑ Hypersonic Aircraft Archived 12. února 2016 na Wayback Machine 
6. ↑ Paull, A.; Stalker, RJ, Mee, DJ Experimentuje s nadzvukovým spalováním s náporem ve větrném tunelu.  // Jfm 296: 156-183: časopis. — 1995.  (Ruština) (anglicky)
7. ↑ Voland RT, Auslender AH, Smart SM, Roudakov A., Semenov V. CIAM /NASA Mach 6.5 Scramjet Flight and Ground Experiments // AIAA 99-4848, Oct. 1999.
8. ↑ Brožura centra Langley pro testování hypersonických letadel v plazmové instalaci elektrického oblouku. Archivováno z originálu 24. října 2010.  (Angličtina)
9. ↑ Brožura Langley Center pro testování hypersonických letadel na plynodynamické instalaci s tepelným čerpáním. Archivováno z originálu 24. října 2010.  (Angličtina)
10. ↑ Indie testuje motor, aby desetinásobně snížila náklady na start rakety . Získáno 13. září 2016. Archivováno z originálu 13. září 2016. (neurčitý)
11. ↑ Média informovala o podrobnostech testů hypersonické střely Zircon . Archivováno z originálu 2. května 2017. Staženo 19. září 2017.

Odkazy

• motory Scramjet
• Billig, F. S. "SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile", AIAA papír 93-2329, 1993.
• ABC The Lab – uvedení Hyshot v roce 2002 .
• NASA X-43A
• Konstrukce sání s proměnnou geometrií pro zrychlený proudový motor . US Patent & Trademark Office . Získáno 7. října 2005. Archivováno z originálu 31. března 2012. (neurčitý)
• Airbreatherova zátěž . Proč dýchání vzduchu není nutně velmi dobré pro dosažení orbity . Získáno 27. prosince 2005. Archivováno z originálu 31. března 2012. (neurčitý)
• Scramjet Combustor development-soubor PDF

Slovníky a encyklopedie	Britannica (online)