Интересные темы:

Гаджеты

Немного интересного:

Напути кгиперзвуку: гиперзвуковые самолеты

17.10.2013 Наука и жизнь

X-43A
Диаграмма гидродинамических нагрузок показывает поведение аппарата Hyper-X при опробованиях на скорости 7 Махов при трудящемся двигателе
Двигатель в гиперзвуковом самолете занимает практически всю нижнюю поверхность фюзеляжа.

В то время, когда воздушное пространство проходит под носовой частью аппарата, через воздухозаборник, камеру сгорания, сопло и под задней частью фюзеляжа, в нем появляется серия скачков уплотнения. Форма этих скачков изменяется в зависимости от скорости и обязана пребывать под контролем, потому, что как раз от нее зависит действенная работа двигателя
Самолет-носитель NASA B-52B

Схема экспериментального полета X-43A

XXI век уже начал развертывать перед нами новые возможности и ставить новые задачи. Самолеты сейчас должны летать на гиперзвуковых скоростях, а для этого в их двигателях нужно гармонично объединить черты авиационной и космической техники. В сверхзвуковом ПВРД — прямоточном воздушно-реактивном двигателе — не употребляется никаких вращающихся частей, наряду с этим самолет, оснащенный таким двигателем, будет способен покрывать много километров за считаные 60 секунд, сделает действительностью регулярные сверхскоростные трансконтинентальные перелеты и недорогие космические полеты.Напути кгиперзвуку: гиперзвуковые самолеты

В 2004 году, в то время, когда в независимый полет отправился первый самолет с таким двигателем, поставленная цель стала уже практически действительностью. Вечером 27 марта рядом от побережья Калифорнии с летящего на высоте 12 км бомбардировщика В-52 стартовал принадлежащий NASA беспилотный аппарат Х-43А, установленный на крылатой ракете-носителе Pegasus («Пегас»). Посредством стартового ускорителя экспериментальный аппарат воспарил на высоту 29 км, где и отделился от ракеты-носителя.

Потом получил его личный ПВРД, и не смотря на то, что он проработал всего 10 секунд, на его тяге была достигнута немыслимая скорость в 7 Махов, другими словами 8350 км/час.

Полученные на протяжении этого опыта результаты помогли трезво оценить концепцию сверхзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем. Серия полетов, рассчетных на ближайшие пара лет, обязана увеличить количество уже имеющихся экспериментальных данных, так что не пройдет и десятилетия, как первые гиперзвуковые аппараты с ПВРД будут запущены в коммерческую эксплуатацию.

Сверхзвуковые ПВРД сделают вероятным три категории гиперзвуковых летательных аппаратов — оружие (такое как крылатые ракеты), самолеты (к примеру, разведчики и стратегические бомбардировщики) и, наконец, космопланы — космические аппараты, талантливые взлетать и приземляться, как простые самолеты.

В США развитие прямоточных воздушно-реактивных двигателей имеет продолжительную историю. На базе теоретических разработок, начатых еще в сороковые годы, в конце пятидесятых американские ВВС, ВМФ и NASA близко подступили к экспериментальному этапу. Сегодняшний уровень проработки данной идеи базируется на множестве исследовательских программ с конструированием аналогичных двигателей на водородном и углеводородном горючем.

В последовательности этих разработок очень направляться отметить программу NASA «Национальный космический самолет» (National Aerospace Plane — NASP). Во второй половине 80-ых годов двадцатого века перед разработчиками была поставлена задача создать летательный аппарат, талантливый развивать скорость больше 15 Махов и наряду с этим взлетающий и садящийся наподобие простого самолета — на горизонтальную площадку. Программа была закончена в первой половине 90-ых годов двадцатого века, а вот созданная на протяжении исполнения данной программы уникальная конструкция двигателя, будучи существенно доработана в NASA, легла в базу силовой установки, использованной в мартовском полете Х-43А.

В 2001 году ВВС Соеденненых Штатов совместно с моторостроительной компанией PrattWhitney совершили наземные опробования первого неохлаждаемого ПВРД на углеводородном горючем, имитируя скорости 4,5 — 6,5 Махов. В 2003 году результатом этого сотрудничества явился двигатель из никелевых сплавов, охлаждаемый потоком собственного горючего марки JP7. Этот двигатель может в возможности стать базой для будущих крылатых ракет, космических аппаратов и самолётов.

В прошедшем сезоне были произведены наземные опробования ПВРД, созданного целой группой организаций — DARPA (Агентство перспективных оборонных исследовательских проектов), ВМФ США, Boeing, Aerojet и университетом Джонса Хопкинса. Данный двигатель изготовлен преимущественно из никелевых сплавов, применяет горючее JP10 и рекомендован только для гиперзвуковых крылатых ракет.

Что такое ГПВРД?

В классическом ПВРД поступающий в воздухозаборник сверхзвуковой воздушный поток тормозится до дозвуковой скорости скачками уплотнения — ударными волнами, образуемыми за счет определенной геометрии воздухозаборника. Горючее впрыскивается в данный сжатый торможением дозвуковой поток, смесь сгорает, и тёплые газы, проходя через регулируемое либо нерегулируемое сопло, опять разгоняются до сверхзвуковых скоростей.

В гиперзвуковом ПВРД воздушный поток тормозится на входе в меньшей степени и остается сверхзвуковым на протяжении всего процесса горения горючего. В этом случае отпадает потребность в регулируемых соплах, и работа двигателя оптимизирована для широкого диапазона чисел Маха. Современные двухрежимные гиперзвуковые ПВРД способны трудиться в режимах как дозвукового, так и сверхзвукового горения, снабжая плавный переход из одного режима в второй.

Концепция ГПВРД являет собой пример гармоничного сопряжения планера летательного его движителя и аппарата. В данной схеме двигатель занимает всю нижнюю поверхность летательного аппарата. Силовая установка складывается из семи главных элементов, пять из них относятся фактически к двигателю, а два — к фюзеляжу аппарата. Территория двигателя — это передняя и задняя части воздухозаборника, камера сгорания, система и сопло подачи горючего.

К фюзеляжу возможно отнести воздействующие на работу двигателя нижние поверхности его носовой и хвостовой частей.

В скоростной совокупности нагнетания воздуха действенно взаимодействуют носовая воздухозаборник и нижняя часть фюзеляжа. Они совместно захватывают и сжимают воздушный поток, подавая его в камеру сгорания. В отличие от простых реактивных двигателей, в ГПВРД на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета нужное сжатие поступающего воздуха достигается без применения механического компрессора.

Начальное сжатие создается нижней носовой частью фюзеляжа самолета, а воздухозаборник доводит его до нужной степени сжатия.

Набегающий воздушный поток испытывает серию скачков уплотнения у носовой части самолета и на входе в воздухозаборник, его скорость понижается, наряду с этим растут температура и давление. Принципиально ответственным компонентом ГПВРД выступает задняя часть воздухозаборника. В данной территории сверхзвуковой входящий поток видится с противодавлением, которое превосходит статическое давление воздуха на входе.

В то время, когда в следствии процесса горения от стены начинает отделяться пограничный слой, в зоне задней части воздухозаборника формируется серия скачков уплотнения, создавая собственного рода «предкамеру» перед настоящей камерой сгорания. Наличие задней части воздухозаборника разрешает достигнуть в камере сгорания нужных уровней теплоподвода и руководить растущим давлением так, дабы не появилась обстановка, именуемая «запиранием», при которой ударные волны мешают попаданию воздушного потока в заднюю часть воздухозаборника.

Камера сгорания снабжает самоё эффективное смешивание воздуха с горючим за счет впрыска, распределенного по длине камеры. Так достигается самый эффективный перевод тепловой энергии в тягу двигателя. Совокупность выброса газов, складывающаяся из нижней поверхности и сопла хвостовой части фюзеляжа, снабжает управляемое расширение сжатых тёплых газов, что, фактически, и дает нужную тягу.

Процесс расширения преобразует появляющуюся в камере сгорания потенциальную энергию в энергию кинетическую. В зоне сопла происходит множество физических явлений — это и горение, и эффекты пограничного слоя, и нестационарные потоки газов, и неустойчивость слоев с поперечным сдвигом, и множество своеобразных объемных эффектов. Форма сопла имеет огромное значение для эффективности работы двигателя и для полета в целом, потому, что она воздействует на подъемную силу и управляемость самолета.

Как все это действует

Перед тем как летательный аппарат с ГПВРД достигнет желаемых скоростей, его двигатель обязан последовательно пройти через пара режимов работы. Для разгона до скоростей порядка 3 Махов возможно применять одну из нескольких возможностей — к примеру, дополнительные газотурбинные двигатели или же ракетные ускорители (как внутренние, так и внешние).

На скорости 3−4 Маха ГПРВД перестраивается с режима низкоскоростной тяги на таковой режим, в то время, когда в двигателе формируются устойчивые скачки уплотнения, создающие на входе в камеру сгорания один либо пара участков воздушного потока на дозвуковой скорости. В классическом ПВРД это снабжают диффузор и воздухозаборник — они снижают скорость потока до отметки ниже скорости звука за счет повышения площади диффузора, так на дозвуковых скоростях возможно достигнуть полного сгорания смеси.

За камерой сгорания расположено суживающееся-расширяющееся сопло, которое и выдает нужную тягу. В ГПРВД на выходе из камеры происходит «газовое тепловое дросселирование», которое не требует настоящего геометрического сужения сопла. Это сужение потока формируется благодаря смешиванию газов с воздухом и совершенно верно выверенному распределению потоков.

До тех пор пока самолет с ГПВРД на собственной тяге разгоняется от 3 до 8 Махов, в диапазоне от 5 до 7 Махов двигатель переходит на другой режим. Это переходный момент, в то время, когда двигатель трудится и как классический ПВРД, и как гиперзвуковой. давления и Рост температуры в камере сгорания замедляется.

В следствии для обычной работы делается достаточной более маленькая территория предварительного сжатия. Скачки уплотнения сдвигаются от горловины воздухозаборника ближе к входу камеры сгорания.

В то время, когда скорость переваливает за 5 Махов, режим сверхзвукового горения снабжает уже более высокую тягу, исходя из этого специфика двигателя требует, дабы режим ПВРД употреблялся , пока аппарат не достигнет скорости в 5−6 Махов. На пороге приблизительно в 6 Махов торможение воздушного потока к дозвуковым скоростям приводит местами к практически полной его остановке, что приводит к резким скачкам давления и передачи тепла.

Где-то в промежутке между 5 и 6 Махами появление этих признаков может служить сигналом для перехода на режим чистого ГПВРД. В то время, когда скорость переваливает за 7 Махов, процесс сгорания уже не может разделять воздушный поток, и двигатель начинает трудиться в режиме ГПВРД без скачков уплотнения перед камерой сгорания. Ударные волны от воздухозаборника распределяются на протяжении всего двигателя.

На скоростях выше 8 Махов законы физики требуют сверхзвукового режима сгорания, потому, что двигатель уже не сможет выдерживать температур и давлений, каковые появились бы при торможении воздушного потока до дозвуковых скоростей.

При работе ГПВРД на скоростях от 5 до 15 Махов поднимается пара технических неприятностей. Это сложности смешивания горючего с воздухом, борьба с тепловыми перегрузками двигателя, в частности с перегревом всех передних кромок воздухозаборника. Для полетов на гиперзвуковых скоростях требуются материалы и особые конструкции.

В то время, когда скорость впрыскиваемого горючего уравнивается со скоростью влетающего в камеру сгорания воздушного потока, а это происходит на скоростях около 12 Махов, смешивание горючего с воздухом делается очень затруднительным. При еще более больших числах Маха огромные температуры в камере сгорания приводят к распаду молекул и их ионизацию. Эти процессы, накладываясь на и без того сложную картину воздушного потока, где происходит сверхзвуковое перемешивание, сотрудничество камеры сгорания с каналом воздухозаборника и действуют законы горения, делают практически неосуществимым расчет газовых потоков, теплового подачи баланса и режима топлива камеры сгорания.

На протяжении гиперзвукового полета нагрев двигателя летательного аппарата зависит не только от работы камеры сгорания — собственный вклад вносят и другие системы: насосы, гидравлика, электроника. Совокупности управления теплообменом в гиперзвуковых летательных аппаратах по большей части сконцентрированы на двигателе, потому, что именно он испытывает большие тепловые нагрузки. Двигатель по большому счету формирует большое количество неприятностей — территория реактивного потока отличается огромными термическими, механическими и звуковыми нагрузками, а плюс ко всему она заполнена только коррозионно активной смесью из раскаленных продуктов кислорода и сгорания.

В случае если двигатель не охлаждать, температура камеры сгорания перевалит за 2760 градусов Цельсия, а это выше, чем точка плавления для большинства металлов. К счастью, с проблемой больших температур удается совладать методом активного охлаждения, верного подбора материалов и разработкой особых высокотемпературных конструкций.

Сам гиперзвуковой летательный аппарат также предъявляет твёрдые требования к материалам и конструкциям. Вот они:

— высокие температуры;

— нагрев аппарата в целом;

— стационарные и перемещающиеся локализованные территории нагрева от ударных волн;

— высокие аэродинамические нагрузки;

— высокие нагрузки от пульсаций давления;

— возможность важного флаттера, вибраций, флуктуирующие нагрузки термического происхождения;

— эрозия под действием набегающего воздушного и реактивного потокав двигателя.

Сейчас, по окончании успешного полета аппарата Х-43А и наземных опробований нескольких полномасштабных моделей, все настоящее выглядят замыслы создать полноценный самолет с ГПВРД на водородном либо углеводородном горючем. В то время, когда отечественные материалы были посланы в печать, NASA подготовилась запустить еще один Х-43А и разогнать его до скорости 10 Махов, другими словами до 12 000 км/ч.

В 2007 и 2008 годах ВВС Соеденненых Штатов, PrattWhitney и подразделение компании Boeing — Phantom Works — будут продолжать летные опробования ГПВРД на углеводородном горючем. Эти опробования — с применением довольно несложного в изготовлении двигателя — должны показать диапазон вероятных ускорений и возможность устойчивой работы в течение нескольких мин. на скоростях 4,5−6,5 Махов. Предполагается кроме этого проверить управляемость двигателя и всего аппарата при применении компьютеров и сенсоров.

Демонстрация этих технических достижений, и серия вторых рассчетных наземных и воздушных опробований должны открыть дорогу к созданию рентабельных, пригодных для многократного применения гиперзвуковых двигателей для крылатых ракет, самолетов космических аппаратов и дальнего действия. Эти аппараты смогут войти в эксплуатацию соответственно в 2010, 2015 и в 2025 годах.

Перепечатано с позволения издания The Industrial Physicist American Institute of Physics

Числа Маха

Чтобы получить число Маха, необходимо поделить скорость объекта на скорость звука. Данный параметр назван именем австрийского физика XIX века Эрнста Маха, что заложил фундамент аэродинамики на сверхзвуковых скоростях. 1 Мах соответствует скорости звука, а дозвуковой диапазон — значениям этого параметра, меньшим единицы.

Сверхзвуковой диапазон — это значения числа Маха от 1 до 5, а по окончании 5 начинается уже гиперзвуковой диапазон.

Ракеты и реактивные двигатели

Турбовентиляторный двигатель (ТВРД) 1. Компрессор. 2. Сопло. 3. Внешний приводной вал (для компрессора). 4. Внутренний приводной вал (для вентилятора). 5. Топливные форсунки. 6. Камера сгорания. 7. Турбина. 8. Воздушное пространство.

9. Вентилятор. 10. Выброс наружного контура. Турбореактивный двигатель (ТРД) 1. Компрессор. 2. Сопло. 3. Приводной вал.

4. Камера сгорания. 5. Турбина. 6. Топливные форсунки. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) 1. Камера сгорания; 2. Топливные форсунки.

3. Сопло.

И ракеты, и воздушно-реактивные двигатели (ВРД) для тяги сжигают смесь горючего с окислителем. Различие пребывает в том, что простая ракета несет окислитель на борту, тогда как ВРД приобретает его из окружающего воздуха. В ТРД воздушное пространство проходит через компрессор, турбину и камеру сгорания, где часть энергии забирается и приводит в перемещение компрессор.

В ТВРД установлен дополнительный вал с вентилятором, что пускает часть воздуха в обход двигателя. В сверхзвуковом ПВРД нет вращающихся подробностей, а сжатие воздуха осуществляется за счет торможения потока до дозвуковых скоростей перед подачей в камеру сгорания. ГПВРД — это ПВРД, действующий на гиперзвуковых скоростях совместно с фюзеляжем летательного аппарата, причем воздушный поток, проходящий через камеру сгорания, сохраняет сверхзвуковую скорость.

Выбор между типами горючего — водородом либо углеводородными смесями — определяется совокупностью охлаждения. В самолётах малого и крылатых ракетах радиуса действия возможно применять углеводородное горючее, а в самолетах дальнего радиуса действия и в космических аппаратах разумнее применять водород.

Статья размещена в издании «Популярная механика» (№29, март 2005).

Случайные записи:

Гиперзвук, самолеты будущего, секретные технологии. НАСА (NASA). (Часть 1)


Похожие статьи, которые вам понравятся:

Tags:  , ,