Hypersonic ramjet motor

En hypersonisk motor (scramjet) er en variant af en ramjetmotor (ramjet) designet til installation på tilsvarende fly , der når hypersoniske hastigheder , hvilket adskiller sig fra den sædvanlige supersoniske forbrænding. Ved høje hastigheder, for at opretholde motorens effektivitet, er det nødvendigt at undgå kraftig deceleration af den indkommende luft og at brænde brændstof i en supersonisk luftstrøm.

Beskrivelse af den hypersoniske ramjet

Den øvre hastighedsgrænse for en hypersonisk ramjet (scramjet) uden brug af et ekstra oxidationsmiddel er estimeret til M 12-24. Forskning inden for Rockwell X-30- projektet i 1980'erne etablerede en øvre hastighedsgrænse for driften af en scramjetmotor, svarende til M17 i forbindelse med tilvejebringelse af betingelser for forbrænding i motoren. Til sammenligning når det hurtigste bemandede fly drevet af Lockheeds Lockheed SR-71 "Blackbird" supersoniske kombinerede turbojetmotorer ikke højere hastigheder end M3.4 . I modsætning til en raketmotor bruger en scramjet ikke oxidationsmidlet, der transporteres sammen med køretøjet, men atmosfærisk luft, så den har teoretisk set en meget højere motoreffektivitetsindikator - specifik impuls sammenlignet med de fleste eksisterende raketmotorer.

Ligesom en supersonisk ramjet, består en hypersonisk ramjet af en luftkanal med en indsnævring - et luftindtag , hvor luften, der kommer ind i den med flyvehastigheden af et fly (LA), bremses og komprimeres, et forbrændingskammer , hvor brændstof er brændt, en dyse , hvorigennem gasformigt brændstof forbrændingsprodukter med en hastighed, der er større end flyvehastigheden, hvilket skaber motortryk . Ligesom en supersonisk ramjet har en hypersonisk ramjet få eller ingen bevægelige dele. Den mangler især kompressoren og turbinen , som er til stede i en turbojetmotor (TRD) og er de dyreste dele af en sådan motor, samtidig med at den er en potentiel kilde til problemer under drift.

For at betjene en hypersonisk ramjet, skal den have en supersonisk luftstrøm for at passere gennem den. Derfor har en hypersonisk ramjet, ligesom en supersonisk ramjet, en minimumshastighed, hvormed den kan fungere, omtrent lig med M7-8 [1] . En enhed med en hypersonisk ramjet har således brug for en anden måde at accelerere til en hastighed, der er tilstrækkelig til driften af en hypersonisk ramjet. En hybrid supersonisk/hypersonisk ramjet kan have en lavere minimal driftshastighed, og nogle kilder indikerer, at Boeing X-43 eksperimentelle hypersoniske fly har en sådan motor. De seneste test af X-43 blev udført ved hjælp af en raketbooster, der blev opsendt fra et luftfartsfly og accelererede denne enhed til en hastighed på 7,8M.

Hypersoniske køretøjer er karakteriseret ved problemer forbundet med deres vægt og design og operationelle kompleksitet. Udsigten til hypersoniske ramjetmotorer diskuteres aktivt, primært fordi mange af de parametre, der i sidste ende vil bestemme effektiviteten af et fly med en sådan motor, forbliver usikre. Dette er især også forbundet med betydelige omkostninger til at teste sådanne fly. Velfinansierede projekter såsom X-30 blev sat i bero eller aflyst, indtil eksperimentelle modeller blev bygget.

Historie

Siden Anden Verdenskrig er der blevet brugt en betydelig indsats på forskning inden for at opnå høje hastigheder med jetfly og raketfly . I 1947 lavede det eksperimentelle raketfly Bell X-1 sin første supersoniske flyvning nogensinde, og i 1960 begyndte forslag og projekter til flyvninger med hypersoniske hastigheder at dukke op. Med undtagelse af design til raketfly som den nordamerikanske X-15 , som var specielt designet til at opnå høje hastigheder, forblev jetflys hastigheder inden for M1-3 rækkevidden.

I 1950'erne og 1960'erne blev forskellige eksperimentelle hypersoniske ramjets skabt og testet på jorden. Med hensyn til civil lufttransport blev hovedmålet med at skabe og bruge hypersoniske ramjetmotorer anset for at være en reduktion i driftsomkostningerne snarere end en reduktion i varigheden af flyvninger. Da supersoniske turbojetmotorer er mere komplicerede end subsoniske, og supersoniske fly er mere komplicerede og har en lavere aerodynamisk kvalitet end subsoniske, bruger supersoniske fly udstyret med en turbojetmotor betydeligt mere brændstof end subsoniske. Derfor foretrak kommercielle flyselskaber at betjene flyselskaber med subsoniske widebody-fly frem for supersoniske ( Concorde og Tu-144 ). Rentabiliteten ved at bruge sidstnævnte var knap mærkbar, og urentabiliteten af British Airways Concorde-flyvninger under driften var i gennemsnit 40 % [2] (ekskl. statsstøttede flyvninger).

Et af hovedtræk ved militærfly er at opnå den største manøvredygtighed og stealth, hvilket er i modsætning til aerodynamikken i hypersonisk flyvning. I perioden 1986-1993 blev der i USA gjort et seriøst forsøg på at skabe et enkelttrins rumsystem Rockwell X-30 (firmaet Rockwell International , projekt NASP, engelsk National Aero-Space Plane ) baseret på en hypersonisk ramjet, men det mislykkedes. Begrebet hypersonisk flyvning er dog ikke forsvundet fra scenen, og mindre forskning er fortsat i løbet af de sidste to årtier. For eksempel rapporterede DARPA og det australske forsvarsministerium den 15. juni 2007 en vellykket 10M hypersonisk flyvning ved hjælp af en raketforstærker for at nå minimumshastigheden ved Woomera Missile Range i det centrale Australien. I USA dannede Pentagon og NASA den nationale hypersonic-strategi for at udforske spektret af hypersonisk flyvning . Storbritannien , Australien , Frankrig , Rusland og Indien (projekt RLV-TD ) har også deres egne forskningsprogrammer, men for 2009 blev der ikke skabt en eneste "fungerende" enhed med en hypersonisk ramjet - alle tilgængelige og testede modeller og prøver er skabt som del af eksperimenter ved deres forskning.

I USSR blev udviklingen af sådanne systemer udført af Central Institute of Aviation Motors (CIAM) opkaldt efter P. I. Baranov, beliggende i byen Moskva og Lytkarino . I 1970'erne begyndte arbejdet med at skabe en hypersonisk ramjet og et hypersonisk flyvende laboratorium (HLL) Kholod [3] baseret på S-200 raketten , hvorpå en unik flyvetest af en hypersonisk ramjet blev udført i Kasakhstan kl. hastighed på 5,7M. I øjeblikket arbejder instituttet på den lovende GLL "Igla" ("Research hypersonisk fly") og "Kholod-2" med en supersonisk ramjet [4] .

Problemet forværres af frigivelsen, ofte kun delvis, af tidligere klassificerede materialer på eksperimenter, der holdes hemmelige, men hvorfra der alligevel fremsættes krav om at opnå brugbare motormodeller. Derudover er der vanskeligheder med at bekræfte pålideligheden af sådanne oplysninger og især kendsgerningen om supersonisk forbrænding og opnå den nødvendige fremdrift. Således har mindst fire grupper, som omfatter flere stater og organisationer, legitime grunde til at hævde at være "den første".

Sammenlignende beskrivelse

En scramjet er en type motor designet til at fungere ved høje hastigheder, som er mere almindelige i raketter end i fly. Den største forskel mellem et apparat med en sådan motor og en raket er, at det ikke bærer et oxidationsmiddel til motordrift, ved at bruge atmosfærisk luft til dette formål. Konventionelle fly med ramjet ( ramjet ), turbojet ( turbojet ), bypass turbofan ( dtvd ) og turboprop ( twt ) motorer har samme egenskab - de bruger atmosfærisk luft - men deres anvendelse er begrænset til subsoniske og supersoniske hastigheder.

Turbojetmotorer er effektive ved subsoniske og moderate supersoniske hastigheder, men deres effektivitet falder hurtigt med stigende flyvehastighed ved M>2. Dette forklares af det faktum, at ved supersonisk flyvehastighed, med en stigning i Mach-tallet, stiger stagnationstemperaturen i luftstrømmen, der falder ind på motoren, hurtigt. I motoren stiger lufttemperaturen til værdier tæt på stagnationstemperaturen under opbremsning og kompression i luftindtaget. I en turbojetmotor bliver luften yderligere komprimeret og opvarmet i kompressoren. Som et resultat, med en stigning i antallet af flyvninger, stiger temperaturen af luften, der kommer ind i forbrændingskammeret i turbojetmotoren. Efter forbrændingskammeret, hvor temperaturen stiger på grund af forbrænding af brændstof, føres en blanding af luft og forbrændingsprodukter ind i turbinen. Turbinens styrkeegenskaber begrænser den maksimalt tilladte gastemperatur ved dens indløb og samtidig den maksimale mængde brændstof, der sikkert kan tilføres og brændes i turbojetmotorens forbrændingskammer. Med en stigning i flyvehastigheden i en turbojetmotor er det nødvendigt at reducere mængden af gasopvarmning i forbrændingskammeret. Et yderligere problem ved turbojetmotorer er et fald i kompressorens gennemløb med en stigning i lufttemperaturen ved dens indløb. Ved en vis flyvehastighed fører disse faktorer til et fald i motorkraften til nul. Motorens højeste driftshastighed kan øges ved at afkøle luften, der kommer ind i luftopsamleren, ved hjælp af en efterbrænder eller ved at bruge en hybrid turbojet/ramjet-motorplan .

Fly med ramjet-motorer er strukturelt enklere, fordi en sådan motor har mindre modstand mod passerende luft ( friktion ) og indeholder færre dele, der skal fungere ved høje temperaturer. På grund af mindre friktion kan en ramjetmotor give højere hastigheder, men på grund af behovet for store luftmængder for at komme ind i luftkanalen uden hjælp fra en kompressor, kan et sådant flys hastighed ikke være mindre end 600 km / t . På den anden side forudsætter ramjet-driftsskemaet deceleration af indkommende luft til subsonisk hastighed for dens kompression, blanding med brændstof og efterfølgende forbrænding. Denne proces fører til en stigning i problemer sammen med en stigning i apparatets hastighed - chokbølger under deceleration af gassen, der kommer ind i motoren ved supersonisk hastighed, fører til en stigning i friktion, som endelig bliver umulig at kompensere for af motorens fremdrift . Ligesom i tilfældet med turbinemotorer, er denne proces ledsaget af en stigning i temperaturen , hvilket reducerer effekten af brændstofforbrænding. For at opretholde motorens ydeevne er det nødvendigt at træffe foranstaltninger for at reducere friktion og temperatur i den. Afhængig af de anvendte designløsninger, samt af den anvendte brændstoftype, er den øvre hastighedsgrænse for et fly med en scramjetmotor 4–8M.

Den enkleste version af en hypersonisk ramjet ligner et par tragte , der er forbundet med hinanden med smalle huller. Den første tragt tjener som luftindtag, i den smalleste del komprimeres den indkommende luft, tilsættes brændstof og blandingen brændes, hvilket yderligere hæver gassens temperatur og tryk. Den anden tragt danner en dyse, hvorigennem forbrændingsprodukterne udvider sig og skaber tryk. Et sådant skema gør det muligt for scramjet at eliminere stærk friktion og giver høj forbrændingseffektivitet, når den bruges ved hastigheder over 8M, hvilket opnås ved at opretholde en praktisk talt uændret hastighed af luft, der passerer gennem hele motoren. Da, sammenlignet med en scramjet, den passerende gas i en hypersonisk scramjet bremses mindre, den opvarmes mindre, og forbrændingen sker mere effektivt med mere nyttig energi (se Hess ' lov, Kirchhoffs lov ). Den største vanskelighed ved en sådan ordning er, at brændstoffet skal blandes med luft og brændes på ekstremt kort tid, og at enhver krænkelse af motorens geometri vil føre til en masse friktion. Placeringen af scramjet-motoren under køretøjets krop (kroppen) er designet til at omdanne friktionskraften til løft og skabe yderligere løft ved hjælp af motorens udstødning. Dette danner løftet i hypersonisk flyvning og bestemmer designet af hypersoniske fly.

Teori

Enhver hypersonisk ramjet har brændstofinjektorer , et forbrændingskammer , en dyse og et luftindtag, der komprimerer den indkommende luftstrøm. Nogle gange er motoren også udstyret med en flammeholder , selvom flowstagnationstemperaturen i området med tæthedsbølgefokusering er høj nok til selvforsynende forbrænding. Andre motorer bruger pyroforiske tilsætningsstoffer såsom silaner for at omgå problemer med forbrændingsstabilitet. En isolator bruges ofte mellem luftindtaget og forbrændingskammeret for at forlænge motorens levetid.

I tilfælde af en scramjet er den kinetiske energi af luften, der kommer ind i motoren, større end den energi, der frigives som følge af forbrændingen af brændstof i den atmosfæriske luft. Ved en hastighed på 25 M er den varme, der frigives som følge af brændstofforbrænding, omkring 10 % af den samlede entalpi af flowet. Uanset hvilket brændstof der bruges, vil luftens kinetiske energi og den teoretiske nyttige termiske energi fra forbrændingen af brændstoffet være lig med hinanden ved omkring 8M. Designet af scramjet-flyet er således primært rettet mod at reducere friktion frem for at øge tryk.

Høj hastighed gør det vanskeligt at kontrollere flowet inde i forbrændingskammeret (CC). Da den indkommende luftstrøm er supersonisk, er der ingen tilbageudbredelse af de processer, der forekommer i CS. Dette gør det ikke muligt at regulere trykket ved at ændre størrelsen på dyseindløbet (CS). Desuden skal al supersonisk gas, der passerer gennem forbrændingskammeret, blandes med brændstoffet med minimal friktion og have tid nok til at brænde til at udvide sig i dysen og skabe tryk. Dette pålægger alvorlige restriktioner på flowtryk og temperatur og kræver brændstofindsprøjtning og blanding for at være ekstremt effektiv. Driftstrykværdierne ligger i området 20–200 kPa (0,2–2 atmosfærer ), og samtidig forstås tryk som:

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

hvor q er det dynamiske tryk ; ρ ( ro ) er tætheden ; v er hastigheden .

For at holde forbrændingshastigheden konstant skal trykket og temperaturen i motoren også være konstant. Dette er problematisk, da styringen af luftstrømmen i en sådan motor er teknisk umulig, hvilket betyder begrænsning af højden og hastigheden eller det tilsvarende dynamiske tryk, ved hvilket en bestemt scramjet er i stand (tilsigtet) at fungere. For at opfylde dette krav skal et sådant apparat således vinde højde ved acceleration. Den optimale bane for stigning og nedstigning kaldes banen for konstant dynamisk tryk (TPDD, eng. konstant dynamisk trykvej, CDPP ). Det menes, at køretøjer med scramjet-motorer kan bruges op til en højde på 75 km [5] .

Brændstofindsprøjtning er også et potentielt vanskeligt teknisk problem. Et af de mulige brændstofcirkulationsskemaer er som følger: Brændstoffet komprimeres til 100 atmosfærer af en turbopumpe, opvarmes af skroget, passerer gennem pumpeturbinen, og derefter bruges den resterende del af trykket af injektorerne til at indsprøjte brændstof kl. en hastighed større end hastigheden af den passerende luftstrøm ved bunden af forbrændingskammeret. Brændstofstrømmene danner en gitterlignende struktur i den passerende luftstrøm. Høj turbulens på grund af højere brændstofhastighed fører til yderligere blanding. Samtidig er det sådan, at jo mere komplekse brændstofmolekylerne er (for eksempel som petroleum), jo længere skal scramjetflyet være for at sikre fuldstændig forbrænding af brændstoffet.

Det mindste Mach-tal, som en scramjetmotor kan køre ved, er begrænset af, at den komprimerede strøm skal være varm nok til at forbrænde brændstoffet og have et højt nok tryk til at fuldføre reaktionen, før luftblandingen forlader dysen. For at holde motoren tilhørende scramjet-klassen, bevare dens egenskaber og arbejdsstabilitet, skal gasstrømmen opretholde supersonisk hastighed i alle dele af dens vej i motoren.

Graden af kompression er direkte relateret til graden af flowdeceleration og bestemmer den nedre grænse for brug. Hvis gassen i motoren bremser ned til en hastighed under 1M, så "stopper motoren" og genererer stødbølger , som er tydeligt synlige for det blotte øje i eksperimenter. En pludselig opbremsning i luftstrømmen i motoren kan føre til accelereret forbrænding i CS, hvilket kan forårsage ødelæggelse (herunder detonation) af scramjetflyet. Udover kompression påvirkes den nedre hastighedsgrænse også af en stigning i lydhastigheden i en gas med stigende temperatur. Fra 2009 menes det, at den nedre hastighedsgrænse for at bruge en "ren" hypersonisk ramjet er 6-8M [6] . Der er designprojekter for hybride scramjet/scramjet-motorer, der antager transformationen af en supersonisk motor til en hypersonisk motor ved M3-6 hastigheder [7] og har en lavere nedre hastighedsgrænse ved brug af subsonisk forbrænding som en scramjet.

De høje omkostninger ved flyvetests og umuligheden af fuldgyldige jordforsøg hæmmer udviklingen af hypersonisk luftfart. Jordforsøg er hovedsageligt fokuseret på delvis simulering af flyveforhold og blev udført i kryogene installationer, gasdynamiske installationer baseret på raketmotorer, nedslagstunneller og plasmageneratorer, men alle simulerer de kun tilnærmelsesvist virkelig flyvning [8] [9] . Først for nylig er der inden for computational fluid dynamics akkumuleret nok eksperimentelle data til realistisk computersimulering for at løse problemerne med driften af køretøjer med scramjetmotorer, nemlig at modellere grænselaget af luft, blande brændstof med luftstrøm, to- fase flow , separation (adskillelse) af flowet, aerotermodynamik ægte gas. Dette område er dog stadig underudforsket. Derudover kræver simulering af kinetisk begrænset forbrænding, der involverer hurtigt reagerende brændstoffer som brint , betydelig regnekraft. Som regel bruges begrænsede modeller med søgningen efter numeriske løsninger af "stive systemer" af differentialligninger , som kræver et lille integrationstrin og derfor kræver meget computertid.

De fleste eksperimenter med hypersoniske ramjets forbliver klassificerede . Adskillige grupper, herunder den amerikanske flåde med SCRAM-motoren ( 1968 - 1974 ), Boeing med Hyper-X- apparatet , hævder vellykkede flyvninger med scramjet-motorer. Indien rapporterede test af en hypersonisk ramjet (SCRAMJET) i september 2016 [10] .

Det endelige hypersoniske ramjet-design er sandsynligvis en hybridmotor med et udvidet driftshastighedsområde:

dual-mode scramjet / scramjet, med mulighed for subsonisk og supersonisk forbrænding ("SGD");
Scramjet brugt som supplement til en raketmotor med mulighed for at tilføje en ekstra oxidator (GRD) til luftopsamleren.

GRE bør have et meget større udvalg af tilladt dynamisk tryk og hastighed.

Fordele og ulemper ved scramjet

Speciel køling og materialer

I modsætning til en konventionel raket, der flyver hurtigt og næsten lodret gennem atmosfæren, eller et fly, der flyver med en meget lavere hastighed, skal et hypersonisk køretøj følge en bane, der sikrer scramjet-flyets funktionsmåde, forblive i atmosfæren ved hypersonisk hastighed. Et scramjet-køretøj har i bedste fald et middelmådigt tryk-til-vægt-forhold, så dets acceleration er lav sammenlignet med løfteraketter . Således skal den tid, der tilbringes i atmosfæren af et sådant rumsystem, være betydelig og variere fra 15 til 30 minutter. Analogt med den termiske beskyttelse for den aerodynamiske bremsning af rumfærgen under genindstigning , bør den termiske beskyttelse af et sådant system også være betydelig. Apparatets samlede tid i atmosfæren ved hypersoniske hastigheder er længere sammenlignet med engangs-returkapslen, men kortere end rumfærgen.

De nyere materialer tilbyder god afkøling og termisk beskyttelse ved høje temperaturer , men har tendens til at være ablative materialer, der gradvist går tabt under brug og tager varme med sig. Forskningen er således hovedsageligt fokuseret på aktiv afkøling af kabinettet, hvor kølemidlet tvinges til at cirkulere i de "varme-stressede" dele af kabinettet, fjerne varme fra kabinettet og forhindre dets ødelæggelse. Som regel foreslås det at bruge brændstof som kølemiddel, stort set på samme måde som moderne raketmotorer bruger brændstof eller et oxidationsmiddel til at køle dyse og forbrændingskammer (CC). Tilføjelsen af ethvert komplekst kølesystem tilføjer vægt og reducerer effektiviteten af det samlede system. Behovet for et aktivt kølesystem er således en begrænsende faktor, der reducerer effektiviteten og mulighederne for at bruge en scramjet.

Motorvægt og effektivitet

Ydeevnen af et rumsystem er hovedsageligt relateret til dets affyringsvægt. Et køretøj er typisk designet til at maksimere rækkevidde ( ), kredsløbshøjde ( ) eller massefraktion af nyttelast ( ) ved brug af en bestemt motor og drivmiddel. Dette fører til afvejninger mellem motoreffektivitet, dvs. brændstofmasse, og motorkompleksitet, dvs. dens tørmasse, som kan udtrykkes som: $R$ $R$ $\Gamma$

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

hvor er den del af massen uden brændstof, som omfatter hele strukturen, inklusive brændstoftanke og motorer; — andelen af massen af brændstof og oxidationsmiddel, hvis sidstnævnte anvendes, samt massen af de materialer, der vil blive forbrugt under flyvningen og udelukkende er beregnet til gennemførelsen af denne flyvning - det indledende masseforhold, som er den reciprokke værdi af nyttelastfraktionen (PN), der leveres til sin destination. $\Pi _{e}={\frac {m_{{tom}}}{m_{{initial}}}}$ $\Pi _{f}={\frac {m_{{brændstof}}}{m_{{initial}}}}$ $\Gamma ={\frac {m_{{initial}}}{m_{{nyttelast}}}}$

Brugen af en scramjetmotor øger motorens masse sammenlignet med raketten og reducerer andelen af brændstof . Derfor er det svært at afgøre, hvilket af de anvendte systemer, der vil have en fordel og give en lavere værdi på , hvilket betyder en forøgelse af nyttelasten med samme affyringsmasse. Tilhængere af scramjet hævder, at reduktionen i affyringsvægten på grund af brændstof vil være 30%, og stigningen på grund af tilføjelsen af en hypersonisk ramjet vil være 10%. Usikkerheden i beregningen af enhver masse i et hypotetisk køretøj er desværre så stor, at mindre ændringer i forudsigelserne af effektiviteten eller massen af en scramjetmotor kan tippe vægten af ST-fraktionen i den ene eller anden retning. Derudover er det nødvendigt at tage højde for luftmodstanden eller friktionen af den ændrede konfiguration. Apparatets friktion kan betragtes som summen af selve apparatets friktion ( ) og friktionen af den installerede scramjet ( ). Installationsfriktion opnås traditionelt fra pylonernes friktion og flowet i selve motoren, hvilket kan skrives som en trykreducerende faktor: $\Pi _{e}$ $\Pi _{f}$ $\Gamma$ $D$ $D_{e}$

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

hvor er en multiplikator, der tager højde for tab af luftmodstand og er motorens fremstød uden friktion. $\phi _{e}$ $F$

Hvis scramjet'en er integreret i køretøjets aerodynamiske karosseri, kan det anses for, at motorfriktionen ( ) er forskellen fra friktionen i køretøjets grundkonfiguration. Den overordnede motoreffektivitet ( eng. ) kan repræsenteres som en værdi mellem 0 og 1 ( ) i form af specifik impuls: $D_{e}$ $\eta _{0}$

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

hvor er accelerationen af frit fald på jordens overflade; - enhedens hastighed; — specifik impuls; — brændstofforbrændingstemperatur; er nettokraften og er den tilgængelige kemiske energi. $g_{0}$ $V_{0}$ $I_{{sp}}$ $h_{{PR}}$ $E_{{thrust}}$ $E_{{chem}}$

Specifik impuls bruges ofte som et mål for raketeffektivitet, da der for eksempel i tilfældet med LRE er en direkte sammenhæng mellem specifik impuls, specifikt brændstofforbrug ( eng. ) og udstødningsgashastighed. Normalt bruges værdien af den specifikke impuls i mindre grad for flymotorer, og det skal også bemærkes her, at i dette tilfælde og er funktioner af køretøjets aktuelle hastighed. Den specifikke impuls af en raketmotor afhænger ikke af hastigheden, men afhænger af højden og når sine højeste værdier i vakuum, hvor den har en maksimal værdi i tilfælde af oxygen-brint LRE'er, der er 360 s på overfladen, og 450 s i vakuum ( SSME , RD-0120 ). Den specifikke impuls af en scramjet har et omvendt forhold til højde og hastighed og når en maksimal værdi ved en minimumshastighed på 1200 s, som gradvist aftager med stigende hastighed, selvom disse estimater varierer betydeligt i litteraturen. I det simple tilfælde af et enkelttrinsapparat kan brændstofmassefraktionen udtrykkes som følger: $\eta _{0}$ $I_{{sp}}$

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

som kan udtrykkes i tilfælde af et enkelt-trins rumsystem som følger:

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

eller i tilfælde af flyflyvning med konstant hastighed og højde:

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

hvor er aktionsradius, som kan udtrykkes ved formlen i form af Breguet- radius : $R$

\Pi _{f}=1-exp\venstre[{-BR}\right]

, hvor Breguet-radius er

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

${C_{L}}$ — løftekraftkoefficient ; — aerodynamisk modstandskoefficient . Den sidste formel tillader implementering af et enkelt-trins rumsystem. ${C_{D}}$

Enkelt design

Hypersoniske fly har få eller ingen bevægelige dele. De fleste af bestanddelene passerer kontinuerligt ind i hinandens overflader. Med simple brændstofpumper og en lander i form af selve et fly har udviklingen af et scramjet-køretøj en tendens til at være mindre materialeintensiv og lettere at designe end andre typer rumsystemer.

Behovet for et ekstra fremdriftssystem

Et hypersonisk fly kan ikke producere nok tryk, før det accelereres til en hastighed på M≈5, selvom afhængigt af designet, som nævnt ovenfor, er en hybrid scramjet / scramjet variant mulig, der kan operere ved en lavere hastighed. Et horisontalt startfly skal dog være udstyret med ekstra turbojetmotorer eller raketdrevne raketmotorer til start og indledende stigning og acceleration. Det vil også have brug for brændstof til disse motorer med alle de systemer, de har brug for. Da muligheden med tunge turbojetmotorer ikke vil være i stand til at accelerere til en hastighed på M> 3, er det nødvendigt at vælge en anden metode til acceleration i dette hastighedsområde, nemlig supersoniske scramjetmotorer eller raketraketmotorer. De skal også have deres eget brændstof og systemer. I stedet er der til den indledende fase af flyvningen forslag om at bruge den første fase i form af en solid raketbooster , som adskilles efter at have nået en hastighed, der er tilstrækkelig til driften af scramjetflyet. Det foreslås også at bruge specielle flyboostere.

Sværhedsgrad ved tests

I modsætning til jet- og raketfremdrivningssystemer, som kan afprøves på jorden, kræver test af hypersoniske fly ekstremt dyre eksperimentelle faciliteter eller opsendelsesfaciliteter, som fører til høje udviklingsomkostninger. Lancerede eksperimentelle modeller ødelægges normalt under eller efter test, hvilket udelukker deres genbrug.

Den mest succesrige test er den russiske raket " Zirkon " (raketten nåede 8M, når den fløj i en højde på mere end 20 km), hvis anden fase har en ramjetmotor. [elleve]

Nukleare hypersoniske ramjetfly

En særlig undergruppe af scramjetmotorer er nukleare scramjetmotorer. Som enhver nuklear jetmotor er en nuklear scramjetmotor udstyret med et arbejdsvæskevarmekammer i stedet for et forbrændingskammer. I modsætning til kemiske scramjetmotorer bruger nukleare scramjetmotorer kun atmosfærisk luft som arbejdsvæske. Som følge heraf behøver et fly med en nuklear scramjet i princippet ingen reserver af arbejdsvæsken om bord. Men ligesom en ikke-nuklear scramjet, kan en nuklear scramjet ikke fungere ved hastigheder under den nedre grænse (ca. 4-5M).

Det er dog muligt at skabe et tre-mode hypersonisk nuklear fremdriftssystem (NPU). Ved hastigheder meget lavere end den nedre grænse (og endnu mere ved nulhastigheder) fungerer et sådant atomkraftværk i "rakettilstand" ved hjælp af indbyggede reserver af arbejdsvæsken.

Ved hastigheder, der er væsentligt højere end start og landing, men utilstrækkelige til drift i scramjet-tilstand, fungerer et sådant atomkraftværk i en "blandet tilstand", dels ved hjælp af atmosfærisk luft, dels ved hjælp af indbygget forsyning af arbejdsvæsken, og andelen i dette tilfælde afhænger af flyvehastigheden: jo højere hastighed, jo større er andelen af atmosfærisk luft i arbejdsvæsken, og jo mindre arbejdsvæske tilføres motoren fra de indbyggede reserver.

Endelig, ved hastigheder, der ikke er lavere end 5M, arbejder NUCLEAR i scramjet-tilstand og bruger kun atmosfærisk luft. Naturligvis bruges "rakettilstanden" og "blandet tilstand" kun som start og landing og til acceleration til den minimale marchhastighed (i dette tilfælde ca. 5M), mens scramjettilstanden naturligt bruges som en krydsningstilstand. (Nukleare rumfartsfly bruger "rakettilstand" som kun at krydse ud af atmosfæren.)

Som et resultat er der ikke behov for at udstyre et nuklear hypersonisk fly med et ekstra øvre trin. På den anden side viser den effektive ombordforsyning af arbejdsvæsken til fremdriftskernekraftværket med samme tankkapacitet sig at være dobbelt så stor som ved et kemisk fremdriftssystem. Som små rangeringsmotorer (inklusive som orienteringsmotorer) på rumfartøjer er det også muligt at bruge elektriske raketmotorer, der bruger samme arbejdsvæske som fremdriften NUCLEAR. Det vil sige, at det er muligt at oprette en indbygget kombineret fjernbetjening (ODU).

Som et resultat heraf viser et nukleart hypersonisk fly at være relativt simpelt strukturelt og teknologisk og, selv på trods af den relativt store masse af atomkraftværket mellem flyvningen, lettere end dets ikke-nukleare modstykke. Også nukleare og elektriske raketmotorer har potentielt en størrelsesorden længere driftslevetid end kemiske jetmotorer (herunder raket- og scramjetmotorer).

Således kan skabelsen af et hypersonisk eller rumfarts atomfly teoretisk vise sig at være en enklere designopgave end skabelsen af en ikke-nuklear analog, og samtidig kan det være relativt billigt (den sværeste og dyreste delopgave er oprettelse af et acceptabelt hypersonisk atomkraftværk mellem flyvningen). Også et hypersonisk eller rumfarts atomfly kan vise sig at være enklere og billigere at betjene end et ikke-nuklear modstykke. Problemerne med sikkerheden ved driften af et sådant luftfartøj (flyvesikkerhed, sikkerhed ved bortskaffelse af brugt nukleart brændsel og ude af drift nukleare enheder mellem flyvningen) er også fuldstændigt løselige .

Se også

Noter

↑ The Space Show: Udsendelse 329 21. april 2005 Allan Paull Arkiveret 17. maj 2006 på Wayback Machine
↑ Concorde Supersonic Aircraft FAQ Arkiveret 6. juni 2010 på Wayback Machine
↑ GLL "Kold" . Hentet 31. maj 2009. Arkiveret fra originalen 8. maj 2012. (ubestemt)
↑ GLL-VK "Igla" . Hentet 31. maj 2009. Arkiveret fra originalen 8. maj 2012. (ubestemt)
↑ Hypersonic Aircraft Arkiveret 12. februar 2016 på Wayback Machine
↑ Paull, A.; Stalker, RJ, Mee, DJ Supersoniske forbrændingseksperimenter med ramjet i en vindtunnel. // Jfm 296: 156-183 : journal. — 1995. (Russisk) (engelsk)
↑ 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.
↑ Brochure fra Langley Center til test af hypersoniske fly i en elektrisk lysbueplasmainstallation. Arkiveret fra originalen den 24. oktober 2010. (Engelsk)
↑ Brochure fra Langley Center til test af hypersoniske fly på en gasdynamisk installation med termisk pumpning. Arkiveret fra originalen den 24. oktober 2010. (Engelsk)
↑ Indien tester motor for at reducere omkostningerne til raketopsendelse tidoblet . Hentet 13. september 2016. Arkiveret fra originalen 13. september 2016. (ubestemt)
↑ Medierne rapporterede detaljerne om testene af Zircon hypersoniske missil . Arkiveret fra originalen den 2. maj 2017. Hentet 19. september 2017.

Links

Scramjet motorer
Billig, F.S. "SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile", AIAA papir 93-2329, 1993.
ABC's The Lab - Hyshot-lanceringen i 2002 .
NASA's X-43A
Indløbsdesign med variabel geometri til scram-jetmotor . US Patent & Trademark Office . Hentet 7. oktober 2005. Arkiveret fra originalen 31. marts 2012. (ubestemt)
Airbreathers byrde . Hvorfor luftånding ikke nødvendigvis er særlig godt til at nå kredsløb . Hentet 27. december 2005. Arkiveret fra originalen 31. marts 2012. (ubestemt)
Scramjet combustor udvikling-PDF-fil

Ordbøger og encyklopædier	Britannica (online)

Motorer

Forbrændingsmotorer (undtagen turbine )

gensidigt

Antal cyklusser	To takts motor Lenoir motor Firetakts motor Femtakts motor roterende Sekstakts motor
Cylinder arrangement	inline motor U-motor boxer motor H-motor V-motor VR motor W motor stjerne motor roterende X-motor
Stempeltyper	Frit stempel Modstempelmotor deltoid Aksial
Optændingsmetode _	Diesel Kompressionskarburator Opvarmning og kompression Gløde karburator batteri tænding Magneto Lysbue og tændrør

Rotary

Kombineret

hybrid
Hesselmann motor

Luft-jet

Hovedtyper

Ukomprimeret	Direkte flow Pulserende
Turbojet	Turbofan (to-kredsløb) Turboprop Turbopropfan Turboaksel

Modifikationer
og hybridsystemer

Se også: Gasturbinemotorer

raketmotorer

Kemisk

Væske	Lukket cyklus åben sløjfe med faseovergang Walther motor
Andet	Fast brændsel Brændstof hybrid

Atomisk

Elektrisk

Plasma
- elektromagnetisk accelerator VASIMR
Ionisk
Elektrotermisk
Elektrostatisk

Andet

Eksterne forbrændingsmotorer

Turbiner og mekanismer med turbiner i sammensætningen

Efter type arbejdende krop

Gas	Gasturbineanlæg gasturbine kraftværk Gasturbine motorer
Damp	Kombianlæg Kondenserende turbine
hydraulisk	propel turbine

Efter designfunktioner

Elektriske motorer
Jævnstrøm Vekselstrøm Polyfase Tre-faset To-faset enkelt fase Universel
Asynkron	kondensator motor
Synkron	Børsteløs (koblet motor) Samler Ventil reaktiv Stepper
Andet	Lineær Hysterese Unipolær Ultralyd mendocino motor

Biologiske motorer
motoriske proteiner	aktin Spise i Kinesin Myosin Tropomyosin Troponin Flagellin

se også evighedsmaskine Gearmotor gummi motor