«Гіперзвуковий двигун» ГППРД (англ. Supersonic Combustion RAMJET — scramjet) — варіант прямоточного (повітряно-реактивного двигуна) (ППРД), який відрізняється від звичайного надзвуковим згорянням. На більших швидкостях задля збереження ефективності двигуна необхідно уникати гальмування повітря, що надходить, і спалювати паливо в надзвуковому повітряному потоці.
Опис гіперзвукового ППРД
Верхня межа швидкості гіперзвукового ППРД (ГППРД) без використання додаткового окислювача оцінюється у М=12—24. Дослідження у рамках проекту «X-30» фірми Роквел у 80-х роках XX-го століття встановили найбільше значення швидкості для роботи ГППРД, відповідне М=17 у зв'язку з забезпеченням умов для згоряння у двигуні. Для порівняння, найбільш швидкий пілотований літак з надзвуковим прямоточним повітряно-реактивним двигуном (НППРД) «SR-71» (англ. Black Bird, «Чорний дрізд») компанії Локхід досягає швидкості не вище М=3,4 через гальмування повітряного потоку у двигуні до дозвукової швидкості. Окрім того, тому що ГППРД використовує не окислювач, транспортуємий разом з апаратом, а атмосферне повітря, він має набагато більш високий показник ефективності двигуна — питомим імпульсом у порівнянні з будь-яким з наявних ракетних двигунів.
Як і надзвуковий ППРД, гіперзвуковий ППРД складається з повітропроводу зі звуженням, в якому поступаюче повітря зазнає стиснення завдяки високій швидкості апарату; камери згоряння, де відбувається спалювання палива; сопла, через яке відбувається вихід вихлопного газу зі швидкістю, більшою від швидкості повітря, що надходить, що й утворює тягу двигуна. Також, як і НППРД, ГППРД має мало рухомих частин або взагалі їх позбавлений. Зокрема, у ньому відсутня високошвидкісна турбіна, яка наявна у (турбореактивному двигуні) (ТРД) та є одною з найкоштовніших частин такого двигуна, будучи при цьому потенційним джерелом проблем під час використання.
Для роботи гіперзвуковому ППРД необхідний проходячий крізь нього надзвуковий повітряний потік, тому, також як й надзвуковий ППРД, цей тип двигуна має мінімальну швидкість, за якої він може функціонувати, приблизно дорівнювану М=7—8. Таким чином, апарату з ГППРД необхідний інший спосіб прискорення до швидкості, достатньої для роботи гіперзвукового двигуна. Гібридний надзвуковий/гіперзвуковий ППРД повинен мати ме́нше значення мінімальної робочої швидкості та деякі джерела вказують, що експериментальний гіперзвуковий літак «X-43» (Боїнг/НАСА) має саме такий двигун. останні випробування X-43 здійснювалися за допомогою ракетного прискорювача, який запускається з літака, який розганяв цей апарат до М=7,8.
Гіперзвукові апарати мають значні проблеми, пов'язані з їхньою вагою та складністю. Перспективність ГППРД активно обговорюється в основному з тієї причини, що багато з параметрів, які у кінцевому підсумку визначатимуть ефективність літака з таким двигуном, лишаються невизначеними. Це, зокрема, також пов'язано зі значними витратами на випробування таких апаратів. Такі добре фінансовані проекти, як X-30, були скасовані до створення експериментальних моделей. Для додаткової інформації див. також статтю «Гіперзвуковий літальний апарат».
Історія
Починаючи з Другої Світової війни витрачалися значні зусилля на дослідження у галузі досягнення великих швидкостей реактивними літаками та ракетопланами. У 1947 році експериментальний ракетний літак «X-1» виробництва компанії Bell Aircraft здійснив свій перший у історії надзвуковий політ та вже близько 1960 року почали з'являтися пропозиції та проекти щодо польотів з гіперзвуковими швидкостями. За винятком проектів таких ракетопланів, як «X-15», навмисно спроектованих для досягнення великих швидкостей, швидкості реактивних літаків лишалися у межах М=1—3.
У 50-х та 60-х створювалися різні експериментальні гіперзвукові ППРД, які випробовувалися на землі. Стосовно до цивільного авіатранспорту, основною метою ГППРД вважалося в більшій мірі зниження експлуатаційних витрат, ніж скорочення часу перельотів. Оскільки реактивні двигуни споживають значну кількість палива, авіалінії віддавали перевагу дозвуковим широкофюзеляжним літакам, а не [en] (див. «Конкорд» та Ту-144). Прибутковість використання останніх була ледве помітна, а збитковість польотів Конкорду «Брітіш Эйрвейз» за час його експлуатації у середньому склала 40% (без врахування субсидування польотів державою). Однією з основних рис військових літаків є досягнення найбільшої маневреності та прихованості, що суперечить аеродинаміці гіперзвукового польоту. У період 1986—1993 р. у США була здійснена серйозна спроба створення одноступеневої космічної системи «X-30» (фірма Роквелл, проект NASP, англ. National Aero-Space Plane) на базі ГППРД, але вона зазнала невдачі. Тим не менш, концепція гіперзвукового польоту не пішла зі сцени та менш масштабні дослідження тривали протягом останніх двох десятиліть. Наприклад, 15 червня 2007 року Агенція передових оборонних дослідницьких проектів (DARPA, англ. Defense Advanced Research Project Agency) США та Міністерство Оборони (МО) Австралії повідомили про успішний гіперзвуковий політ зі швидкістю М=10 з використанням ракетного прискорювача для отримання потрібної швидкості на ракетному полігоні Ву́мера у центральній Австралії. У США Пентагон та НАСА сформували Національну Гіперзвукову Стратегію (англ. National Hypersonics Strategy) з метою дослідити спектр можливостей гіперзвукового польоту. Інші країни, такі як Велика Британія, Австралія, Франція, Росія та Індія також мають свої програми досліджень. Також слід відзначити, що на 2009 рік не було здійснено жодного «робочого» апарату з гіперзвуковим ППРД, усі наявні та дослідницькі моделі створюються у рамках експериментів з їх дослідження.
В Росії розробкою подібних систем займається імені П. І. Баранова, розташований у м. Москві та Литкаріно. У 1970-х роках почалися роботи зі створення ГППРД та гіперзвукової літаючої лабораторії (ГЛЛ) «Холод» на базі ракети ЗРК «С-200», на якій було проведено унікальне льотне випробування у Казахстані ГППРД на швидкості M=5,7. На даний час інститут веде роботи по перспективній ГЛЛ «Игла» («Исследовательский Гиперзвуковой летательный аппарат») «Холод-2» с НППРД.
Проблема ускладнюється обнародуванням, найчастіше лише частковим, раніше засекречених матеріалів щодо експериментів, які зберігаються у секреті, але за якими тим не менш робляться заяви про отримання працездатних варіантів двигуна. Окрім того виникають складності з підтвердженням достовірності таких повідомлень та, зокрема, факту надзвукового згоряння та отримання потрібної тяги. Таким чином, принаймні чотири групи, у які входять кілька країн та організацій, мають законі підґрунтя стверджувати, що були «першими».
Порівняльний опис
ГППРД являє собою тип двигуна, призначений для роботи на великих швидкостях, які характерніші для ракет, ніж для літаків. Основна відмінність апарату з таким двигуном від ракети полягає у тому, що він не несе на собі окислювач для роботи двигуна, використовуючи з цією метою атмосферне повітря. Звичайні літаки з прямоточними повітряно-реактивними ((ППРД)), турбореактивними ((ТРД)), двоконтурними турбовентиляторними (ДТВД) та турбогвинтовими (ТВД) типами двигунів мають таку ж властивість використовувати атмосферне повітря, але їхнє застосування обмежене дозвуковими та надзвуковими швидкостями.
Турбінні двигуни ефективні для використання на дозвукових та надзвукових швидкостях, але швидко стають некорисними зі зростанням швидкості М>2. Це пояснюється тим, що потік повітря, який надходить у компресор двигуна, має більшу швидкість, а через його наступне гальмування починають зростати температура та аеродинамічний опір. Високі температури небажані, тому що вони можуть викликати розплавлення та руйнування двигуна та це також знижує його ефективність через більшу температуру суміші повітря та палива, яка потрапляє у камеру згоряння (див. закон Гесса). Зі зростанням швидкості доступна для використання енергія зменшується як квадрат швидкості у числах Маха. Найбільша робоча швидкість двигуна може бути збільшена шляхом охолодження потрапляючого у повітрозабірник газу та шляхом комбінування схеми з використанням та /(ППРД).
Літаки з (ППРД) легше конструювати з тієї причини, що такий двигун спричиняє менший опір повітрю (тертя) та має менше частин, які повинні функціонувати при високій температурі. Завдяки меншому тертю (ППРД) може забезпечити більші швидкості, але через необхідність надходження великих об'ємів повітря у повітропровід без допомоги компресора, швидкість такого літака не може бути менше 600 км/г. З другого боку, схема роботи (ППРД) передбачає гальмування повітря, що надходить, до дозвукової швидкості для його стиснення, змішування з паливом та наступне спалювання. Цей процес призводить до зростання проблем разом зі зростанням швидкості апарату — ударна хвиля під час гальмування газу, який надходить із швидкістю, призводить до зростання тертя, яке, насамперед, стає неможливо компенсувати тягою двигуна. Також, як й у випадку з турбінними двигунами, цей процес супроводжується зростанням температури, що знижує ефект від спалення палива. Задля збереження продуктивності двигуна необхідно задіяти заходи зі зниження у ньому тертя та температури. У залежності від успішності таких конструкторских рішень, а також від типу використаного палива, верхня межа швидкості літака з (НППРД) складає М=4—8.
Найпростіший варіант гіперзвукового ППРД виглядає як пара воронок, які з'єднані одне з одним вузькими отворами. Перша воронка служить повітрозабірником, у найвущій частині відбувається стиснення повітря, додавання до нього палива та спалювання суміші, що ще більш підіймає температуру та тиск газу, а друга воронка утворює сопло, через яке відбувається розширення продуктів згоряння з утворенням тяги. Така схема дозволяє ГППРД виключити сильне тертя та низьку ефективність згоряння під час його використання на швидкостях М>8, що досягається шляхом збереження практично незмінної швидкості повітря, що проходить через увесь двигун. Оскільки у порівнянні з (НППРД) газ, що проходить у гіперзвуковому (ППРД) менш загальмовується, він менше розігрівається й згоряння відбувається більш ефективно з більшим виділенням корисної енергії (див. закон Гесса). Основна складність такої схеми полягає у тому, що паливо повинно бути змішаним та спаленим за вкрай короткий час та у тому, що будь-яка помилка у геометрії двигуна призведе до більшого тертя. Розташування ГППРД під тілом апарату призначено для конвертування сили тертя у підйомну силу та створення додаткової підйомної сили, використовуючи вихлоп двигуна. Це утворює підйомну силу під час гіперзвукового польоту та визначає зовнішній вигляд таких літаків.
Теорія
Будь-який гіперзвуковий ППРД має палива, камеру згоряння, сопло та повітрозабірник, який стискує потік повітря, що приходить. Інколи у двигун також включають (англ. [en]), хоча температура гальмування потоку у області фокусування хвиль щільності достатньо висока для самодостатнього горіння. Інші двигуни використовують пірофорні добавки, такі як , з метою обходу проблем зі стійкістю згоряння. Часто використовується ізолятор між повітрозабірником та камерою згоряння для подовження функціонування двигуна.
У випадку ГППРД кінетична енергія повітря, поступаючого у двигун, є великою у порівнянні з виділяємою енергією під час екзотермічній взаємодії палива та окислювача з повітря. При швидкості М=25 тепло, виділене під час згоряння палива, становить близько 10% від загальної ентальпії потоку. Поза залежністю від застосованого палива, кінетична енергія повітря та теоретична корисна енергія тепла від згоряння будуть дорівнювати одне одному приблизно при швидкості М=8. Таким чином, конструкція ГППРД переслідує насамперед мету зменшення тертя, а не збільшення тяги.
Висока швидкість робить складним керування потоком всередині камери згоряння (КЗ). Тому що повітряний потік, що надходить, є , нема зворотного розповсюдження процесів, які відбуваються у КЗ. це не дозволяє регулювати тягу зміною розміру входу у сопло (КЗ). Більше того, увесь надходячий із надзвуковою швидкістю через камеру згоряння газ повинен з мінімальним тертям змішатися з паливом та мати достатньо часу для згоряння з метою наступного розширення у соплі та породження тяги. Це накладає сильні обмеження на тиск та температуру потоку та вимагає, щоб вприскування та змішування палива були надзвичайно ефективні. Робочі значення тиску лежать у діапазоні 20—200 КПа (0,2—2 атм) та при цьому під тиском розуміється:
де q — динамічний тиск; ρ (ро) — щільність; v — швидкість. Для того, щоб підтримувати швидкість згоряння постійною, тиск та температура у двигуні також повинні бути постійними. Це є проблематичним, тому що системи керування повітряним потоком у такому двигуні неможливі, що означає обмеження висоти та швидкості або відповідного динамічного тиску, за яких конкретний ГППРД призначений функціонувати. Таким чином, для виконання цієї вимоги такий апарат повинен набирати висоту під час набору швидкості. Оптимальна траєкторія набору висоти та спуску зветься траєкторією постійного динамічного тиску (ТПДТ, англ. constant dynamic pressure path). Вважається, що апарати з ГППРД можуть використовуватися до висоти 75 км.
Порядок вприскування палива також є потенційно складною проблемою. Одна з можливих схем циркуляції палива виглядає наступним чином: паливо стискається до 100 атм турбонасосом, нагрівається фюзеляжем, проходить крізь турбину та потім остання частина тиску використовується інжекторами для вприскування палива зі швидкістю, більшою ніж швидкість повітряного потоку, що проходить, у основі камери згоряння. Потоки палива утворюють сіткоподібну структуру у потоці повітря, що проходить. Висока турбулентність з більшою ніж швидкість палива призводить до подальшого перемішування. При цьому, чим складніші молекули палива, наприклад, як у керосина, тим довше повинен бути ГППРД для завершения згоряння.
Мінімальне число Маха, при якому ГППРД може працювати, обмежено тим, що стиснений потік повинен бути достатньо гарячим для горіння палива та мати тиск, достатньо високий для завершення реакції до того, як повітряна суміш покине сопло. для збереження належності двигуна до класу ГППРД, збереження його властивостей та стійкої роботи, потік газу повинен зберігати надзвукову швидкість на всіх ділянках свого шляху у двигуні. Ступінь стиснення напряму пов'язаний зі ступенем гальмування потоку та визначає нижню межу використання. Якщо газ у двигуні гальмується до швидкості нижчою М=1, то двигун «глухне», породжуючи ударі хвилі, під час експериментів добре помітні неозброєним оком. Раптове сповільнення потоку повітря у двигуні може призвести до прискорення згоряння у КЗ, що здатне викликати руйнування ГППРД. Окрім стиснення, на нижню межу швидкості впливає також збільшення швидкості звуку у газі зі зростанням температури. На 2009 рік вважається, що нижня межа швидкості використання «чистого» гіперзвукового (ППРД) складає М=6—8. Існують проекти конструкцій гібридних (НППРД)/ГППРД, які передбачають трансформацію надзвукового двигуна у гіперзвуковий на швидкостях М=3—6 та мають нижче значення граничної швидкості, використовуючи дозвуковое згоряння на зразок (НППРД).
Висока вартість льотних випробувань та неможливість повноцінних наземних стримує розвиток гіперзвукових літаків. Наземні випробування в основному зосереджені на частковому моделюванні умов польоту та здійснювалися на кріогенних установках, газодинамічних установках на базі ракетних двигунів, ударних тонелях та плазмогенераторах, але усі вони лише приблизно моделюють реальний політ. Тільки в останній час в обчислювальній гидрогазодинаміці (ОГГ) було накопичено достатньо експериментальних даних для реалістичного комп'ютерного моделювання з метою вирішення проблем роботи апаратів с ГППРД, а саме для моделювання приграничного шару повітря, змішування палива з потоком повітря; двохфазної течії потоку; відриву (відокремлення) потоку; аеротермодинаміки реального газу та тим не менш, ця галузь все ще лишається маловивченою галуззю ОГГ. Окрім того, моделювання кінетично обмеженого згоряння за участю таких швидкореагуючих палив, як водень, вимагає значних обчислювальних ресурсів. Як правило, використовуються обмежені моделі з пошуком чисельних рішень «жорстких систем» диференційних рівнянь, для яких необхідний малий крок інтегрування й тому треба багато машинного часу.
Більшість експериментів з гіперзвуковими (ППРД) лишаються засекреченими. Кілька груп, включно ВМС США з двигуном «SCRAM» 1968-1974 рр, Боїнг з апаратом X-43 програма «Hyper-X» наполягають на успішному виконанні польотів з використанням ГППРД.
Остаточний варіант дизайну гіперзвукого (ППРД) найшвидше всього буде гібридним двигуном з розширеним діапазоном робочих швидкостей:
- двохрежимний (СППРД)/ГППРД, з можливістю дозвукового та надзвукового згоряння («СГД»);
- ГППРД, який використовується на додаток ракетного двигуна з можливістю додавання у повітрозабірник додаткового окислювача (ГРД).
ГРД повинні мати набагато більші діапазони дозволених динамічного тиску та швидкості.
Переваги та недоліки ГППРД
Спеціальне охолодження та матеріали
На відміну від звичайної ракети, яка швидко та практично вертикально пролітає крізь атмосферу, або літака, який літає на набагато ме́ншій швидкості, гіперзвуковий апарат повинен дотримуватися траєкторії, яка забезпечує режим роботи ГППРД, залишаючись у атмосфері з гіперзвуковою швидкістю. Апарат з ГППРД має у ліпшому випадку посереднє відношення тяги до ваги апарату, тому його прискорення мале у порівнянні з ракетами-носіями. Таким чином, час перебування у атмосфері такої космічної системи, повинен бути значним та становити від 15 до 30 хв. За аналогією з теплозахистом для аеродинамічного гальмування Спейс Шаттлу під час входження в атмосферу, теплозахист такої системи повинен бути також значним. Загальний час апарату у атмосфері при гіперзвукових швидкостях є триваліший у порівнянні з одноразовою капсулою, що повертається, але менш тривалий у порівнянні зі космічним човником.
Нові матеріали пропонують добре охолодження та теплозахист при високих температурах, але, як правило, відносяться до абляційних матеріалів, які поступово втрачаються під час використання, забираючи із собою тепло. Таким чином, дослідження в основному фокусуються на активному охолодженні корпусу, в яких хладагент примусово циркулює у «теплонапружених» частинах корпусу, відводячи підвищену температуру від корпусу та запобігаючи його руйнуванню. Як правило, як теплоносій пропонується використовувати паливо, в багато чому аналогічно тому, як у сучасних ракетних двигунах використовують паливо або окислювач при охолодженні сопла та камери згоряння (КЗ). Додавання будь-якої складної охолоджуючої системи призводить до збільшення ваги та зниження ефективності системи в цілому. Таким чином, необхідність активної системи охолодження є стримуючим фактором, який знижує ефективність та перспективність застосування ГППРД.
Вага двигуна та ефективність
Продуктивність космічної системи в основному пов'язана з її стартовою вагою. Як правило, апарат проектується з метою зробити найбільшим радіус дії (), висоту орбіти () або долю маси корисного вантажу () з використанням конкретного двигуна та палива. Це призводить до компромісів між ефективністю двигуна, тобто масою палива, та складністю двигуна, тобто його сухою масою, що може бути виражено наступним чином:
- ,
де — доля маси без палива, яка має в своєму складі усю конструкцію, включаючи паливні баки та двигуни; — доля маси палива та окислювача, якщо останній використовується, також маса тих матеріалів, які будуть використані протягом польоту та призначені виключно для здійснення цього польоту; — початкове співвідношення мас, яке є зворотною величиною до постачаємої за призначенням частки корисного навантаження (КН). Використання ГППРД збільшує масу двигуна у порівнянні з ракетою та зменшує частку палива . тому важко вирішити, яка з використовуваних систем буде мати перевагу та дасть менше значення , що означає збільшення корисного навантаження при тій самій стартовій масі. Прибічники ГППРД стверджують, що зменшення стартової маси за рахунок палива складатиме 30%, а збільшення за рахунок додавання гіперзвукового (ППРД) складатиме 10%. Упевненість при обчисленні будь-якої маси у гіпотетичному апараті така велика, що незначні зміни у прогнозах ефективності або маси ГППРД можуть переважити шальки терезів частки КН в одну або іншу сторону. Окрім того, необхідно враховувати опір повітря або тертя зміненої конфігурації. тертя апарату може розглядатися як сума тертя самого апарату () та тертя встановленого ГППРД (). Тертя установки традиційно визначається из тертя пілонів та потоку у самому двигуні, яке може бути записано у вигляді знижуючого тягу коефіцієнта:
- ,
де — множник, який враховує втрати на опір повітря та — тяга двигуна без врахування тертя. Якщо ГППРД інтегрований у аеродинамічне тіло апарату, можна вважати, що тертя двигуна () є різницею від тертя базової конфігурації апарату. Загальна ефективність двигуна може бути представлена у вигляді значення у інтервалі від 0 до 1 () в терминах питомого імпульсу (УИ):
- ,
Де — прискорення вільного падіння на земної поверхні; — швидкість апарату; — ПІ; — температура горіння палива; — результуюча тяга та — доступна хімічна енергія. ПІ часто використовується як показник ефективності ракет, тому що у випадку, наприклад, РРД існує прямий зв'язок між питомим імпульсом, [en] та швидкістю витоку вихлопних газів. Звичайно ця величина (ПІ) в меншій мірі використовується для двигунів на літаках та тут варто відзначити також, що у цьому випадку та є функціями від поточної швидкості апарата. ПІ ракетного двигуна не залежить від швидкості, але залежить від висоти та досягає найбільших значень у вакуумі, де має максимальне значення у випадку киснево-водневих РРД, становлячи на поверхні 360 с, а у вакуумі 450 с (см. SSME, ). ПІ ГППРД має зворотну залежність від висоти та швидкості, досягаючи максимального значення при мінімальній швидкості, складаючи 1200 с, яке поступово зменшується зі зростанням швидкості, хоча ці оцінки значно різняться у літературі. У простому випадку одноступеневого апарату доля маси палива може бути виражена наступним чином:
- ,
яка може бути виражена у випадку одноступеневої космічної системи наступним чином:
або у випадку польоту літака з постійною швидкістю та висотою:
- ,
де — радіус дії, який може бути виражений за формулою у термінах радіуса Бреге́:
- , де радіус Бреге́ — :
та — коефіцієнт підйомної сили та — коефіцієнт аеродинамічного опору (більш докладно — англ. Drag coefficient). Остання достатньо проста формула допускає реалізацію одноступеневої космічної системи.
Простота конструкції
Гіперзвукові літаки мають небагато рухомих частин, або ж зовсім їх позбавлені. Більшість складових частин являють собою поверхні, що безперервно переходять одна в одну. З простими паливними насосами та стартовим апаратом у вигляді самого літака, розробка апарату з ГППРД має тенденцію бути менш матеріалоємким та простішим на етапі конструювання, у порівнянні з іншими типами космічних систем.
Необхідність додаткової рушійної системи
Гіперзвуковий літак не може створити достатньо тяги до тих пір, поки не буде розігнаний до швидкості М≈5, хоча в залежності від конструкции, як зазначалося вище, можливий варіант гібридного (НППРД)/ГППРД, який може працювати на меншій швидкості. тим не менше, літак з горизонтальним злетом повинен бути оснащений додатковими (ТРД) або ракетними РРД для злету та початкового набору висоти та розгону. Також необхідно буде паливо для цих двигунів з усіма необхідними їм системами. Тому що варіант с важкими (ТРД) не зможе розігнатися до швидкості М>3, інший спосіб прискорення повинен бути обраний в цьому діапазоні швидкостей, а саме надзвукові (НППРД) або ракетні РРД. Вони також повинні будуть мати своє паливо та системи. Замість цього для початкової стадії польоту існують пропозиції використання першого ступеня у вигляді твердопаливного ракетного прискорювача, від якого позбавляються після набора швидкості.
Складність випробувань
На відміну від реактивних та ракетних рушійних систем, які можуть бути випробувані на землі, випробування гіперзвукових літаків можливе тільки в дорогих експериментальних установках або стартових комплексах, які ведуть до великих витрат при розробці. Експериментальні моделі після пусків зазвичай руйнуються під час або після завершення випробувань, що виключає їхнє повторне використання[].
Див. також
Примітки
- . Архів оригіналу за 17 травня 2006. Процитовано 30 березня 2012.
- надзвуковий літак «Конкорд»: ЧаВо [ 6 червня 2010 у Wayback Machine.] (англ.)
- . Архів оригіналу за 8 травня 2012. Процитовано 30 березня 2012.
- . Архів оригіналу за 8 травня 2012. Процитовано 30 березня 2012.
- гіперзвукові літаки [ 12 лютого 2016 у Wayback Machine.] (англ.)
- Paull, A.; Stalker, R.J., Mee, D.J. (1995). Експерименти з надзвуковим згорянням з (ППРД) у аеродинамічній трубі. Jfm 296: 156-183. (англ.)
- Р. Т. Воланд, А. Х. Ослендер, М. К. Смарт, А. С. Рудаков, В. Л. Семенов, В. Копченов «Полеты гиперзвукового самолёта /НАСА на скоростях 6.5 Махов», AIAA-99-4848. (англ.)
- Брошура центру у Ленглі випробувань гіперзвукових літаків в електродуговій плазменній установці. [ 24 жовтня 2010 у Wayback Machine.] (англ.)
- Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов на газодинамический установке с тепловой накачкой. [ 24 жовтня 2010 у Wayback Machine.] (англ.)
- гіперзвуковий літак (англ.)
Посилання
- Прямоточные реактивные двигатели [ 28 вересня 2014 у Wayback Machine.]
- Billig, FS «SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile», AIAA paper 93-2329, 1993.
- HyShot — The University Of Queensland [ 26 березня 2012 у Wayback Machine.]
- ABC's The Lab — The 2002 Hyshot launch [ 13 лютого 2016 у Wayback Machine.].
- Latest results [ 13 лютого 2016 у Wayback Machine.] от 24 березня 2006 рока QinetiQ «HyShot».
- American Scientist.
- Hypersonic Scramjet Projectile Flys in Missile Test. [ 18 лютого 2012 у Wayback Machine.] SpaceDaily.
- NASA's X-43A [ 13 лютого 2016 у Wayback Machine.]
- University of Queensland Centre for Hypersonics [ 4 квітня 2012 у Wayback Machine.]
- . US Patent & Trademark Office. Архів оригіналу за 17 жовтня 2015. Процитовано October 7 2005.
- . Why airbreathing isn't necessarily very good for reaching orbit. Архів оригіналу за 5 лютого 2012. Процитовано December 27 2005.
- BBC: Scramjet [ 18 лютого 2008 у Wayback Machine.]
- Scramjet combustor development-PDF file [ 13 лютого 2016 у Wayback Machine.]
Вікіпедія, Українська, Україна, книга, книги, бібліотека, стаття, читати, завантажити, безкоштовно, безкоштовно завантажити, mp3, відео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, малюнок, музика, пісня, фільм, книга, гра, ігри, мобільний, телефон, android, ios, apple, мобільний телефон, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Інтернет
Giperzvukovij dvigun GPPRD angl Supersonic Combustion RAMJET scramjet variant pryamotochnogo povitryano reaktivnogo dviguna PPRD yakij vidriznyayetsya vid zvichajnogo nadzvukovim zgoryannyam Na bilshih shvidkostyah zadlya zberezhennya efektivnosti dviguna neobhidno unikati galmuvannya povitrya sho nadhodit i spalyuvati palivo v nadzvukovomu povitryanomu potoci Giperzvukovij pryamotochnij povitryano reaktivnij dvigun litayuchoyi laboratoriyi GLL AP na Eksperimentalnij giperzvukovij litalnij aparat X 43 malyunok hudozhnika Opis giperzvukovogo PPRDVerhnya mezha shvidkosti giperzvukovogo PPRD GPPRD bez vikoristannya dodatkovogo okislyuvacha ocinyuyetsya u M 12 24 Doslidzhennya u ramkah proektu X 30 firmi Rokvel u 80 h rokah XX go stolittya vstanovili najbilshe znachennya shvidkosti dlya roboti GPPRD vidpovidne M 17 u zv yazku z zabezpechennyam umov dlya zgoryannya u dviguni Dlya porivnyannya najbilsh shvidkij pilotovanij litak z nadzvukovim pryamotochnim povitryano reaktivnim dvigunom NPPRD SR 71 angl Black Bird Chornij drizd kompaniyi Lokhid dosyagaye shvidkosti ne vishe M 3 4 cherez galmuvannya povitryanogo potoku u dviguni do dozvukovoyi shvidkosti Okrim togo tomu sho GPPRD vikoristovuye ne okislyuvach transportuyemij razom z aparatom a atmosferne povitrya vin maye nabagato bilsh visokij pokaznik efektivnosti dviguna pitomim impulsom u porivnyanni z bud yakim z nayavnih raketnih dviguniv Yak i nadzvukovij PPRD giperzvukovij PPRD skladayetsya z povitroprovodu zi zvuzhennyam v yakomu postupayuche povitrya zaznaye stisnennya zavdyaki visokij shvidkosti aparatu kameri zgoryannya de vidbuvayetsya spalyuvannya paliva sopla cherez yake vidbuvayetsya vihid vihlopnogo gazu zi shvidkistyu bilshoyu vid shvidkosti povitrya sho nadhodit sho j utvoryuye tyagu dviguna Takozh yak i NPPRD GPPRD maye malo ruhomih chastin abo vzagali yih pozbavlenij Zokrema u nomu vidsutnya visokoshvidkisna turbina yaka nayavna u turboreaktivnomu dviguni TRD ta ye odnoyu z najkoshtovnishih chastin takogo dviguna buduchi pri comu potencijnim dzherelom problem pid chas vikoristannya Dlya roboti giperzvukovomu PPRD neobhidnij prohodyachij kriz nogo nadzvukovij povitryanij potik tomu takozh yak j nadzvukovij PPRD cej tip dviguna maye minimalnu shvidkist za yakoyi vin mozhe funkcionuvati priblizno dorivnyuvanu M 7 8 Takim chinom aparatu z GPPRD neobhidnij inshij sposib priskorennya do shvidkosti dostatnoyi dlya roboti giperzvukovogo dviguna Gibridnij nadzvukovij giperzvukovij PPRD povinen mati me nshe znachennya minimalnoyi robochoyi shvidkosti ta deyaki dzherela vkazuyut sho eksperimentalnij giperzvukovij litak X 43 Boying NASA maye same takij dvigun ostanni viprobuvannya X 43 zdijsnyuvalisya za dopomogoyu raketnogo priskoryuvacha yakij zapuskayetsya z litaka yakij rozganyav cej aparat do M 7 8 Giperzvukovi aparati mayut znachni problemi pov yazani z yihnoyu vagoyu ta skladnistyu Perspektivnist GPPRD aktivno obgovoryuyetsya v osnovnomu z tiyeyi prichini sho bagato z parametriv yaki u kincevomu pidsumku viznachatimut efektivnist litaka z takim dvigunom lishayutsya neviznachenimi Ce zokrema takozh pov yazano zi znachnimi vitratami na viprobuvannya takih aparativ Taki dobre finansovani proekti yak X 30 buli skasovani do stvorennya eksperimentalnih modelej Dlya dodatkovoyi informaciyi div takozh stattyu Giperzvukovij litalnij aparat IstoriyaPochinayuchi z Drugoyi Svitovoyi vijni vitrachalisya znachni zusillya na doslidzhennya u galuzi dosyagnennya velikih shvidkostej reaktivnimi litakami ta raketoplanami U 1947 roci eksperimentalnij raketnij litak X 1 virobnictva kompaniyi Bell Aircraft zdijsniv svij pershij u istoriyi nadzvukovij polit ta vzhe blizko 1960 roku pochali z yavlyatisya propoziciyi ta proekti shodo polotiv z giperzvukovimi shvidkostyami Za vinyatkom proektiv takih raketoplaniv yak X 15 navmisno sproektovanih dlya dosyagnennya velikih shvidkostej shvidkosti reaktivnih litakiv lishalisya u mezhah M 1 3 U 50 h ta 60 h stvoryuvalisya rizni eksperimentalni giperzvukovi PPRD yaki viprobovuvalisya na zemli Stosovno do civilnogo aviatransportu osnovnoyu metoyu GPPRD vvazhalosya v bilshij miri znizhennya ekspluatacijnih vitrat nizh skorochennya chasu perelotiv Oskilki reaktivni dviguni spozhivayut znachnu kilkist paliva avialiniyi viddavali perevagu dozvukovim shirokofyuzelyazhnim litakam a ne en div Konkord ta Tu 144 Pributkovist vikoristannya ostannih bula ledve pomitna a zbitkovist polotiv Konkordu British Ejrvejz za chas jogo ekspluataciyi u serednomu sklala 40 bez vrahuvannya subsiduvannya polotiv derzhavoyu Odniyeyu z osnovnih ris vijskovih litakiv ye dosyagnennya najbilshoyi manevrenosti ta prihovanosti sho superechit aerodinamici giperzvukovogo polotu U period 1986 1993 r u SShA bula zdijsnena serjozna sproba stvorennya odnostupenevoyi kosmichnoyi sistemi X 30 firma Rokvell proekt NASP angl National Aero Space Plane na bazi GPPRD ale vona zaznala nevdachi Tim ne mensh koncepciya giperzvukovogo polotu ne pishla zi sceni ta mensh masshtabni doslidzhennya trivali protyagom ostannih dvoh desyatilit Napriklad 15 chervnya 2007 roku Agenciya peredovih oboronnih doslidnickih proektiv DARPA angl Defense Advanced Research Project Agency SShA ta Ministerstvo Oboroni MO Avstraliyi povidomili pro uspishnij giperzvukovij polit zi shvidkistyu M 10 z vikoristannyam raketnogo priskoryuvacha dlya otrimannya potribnoyi shvidkosti na raketnomu poligoni Vu mera u centralnij Avstraliyi U SShA Pentagon ta NASA sformuvali Nacionalnu Giperzvukovu Strategiyu angl National Hypersonics Strategy z metoyu dosliditi spektr mozhlivostej giperzvukovogo polotu Inshi krayini taki yak Velika Britaniya Avstraliya Franciya Rosiya ta Indiya takozh mayut svoyi programi doslidzhen Takozh slid vidznachiti sho na 2009 rik ne bulo zdijsneno zhodnogo robochogo aparatu z giperzvukovim PPRD usi nayavni ta doslidnicki modeli stvoryuyutsya u ramkah eksperimentiv z yih doslidzhennya V Rosiyi rozrobkoyu podibnih sistem zajmayetsya imeni P I Baranova roztashovanij u m Moskvi ta Litkarino U 1970 h rokah pochalisya roboti zi stvorennya GPPRD ta giperzvukovoyi litayuchoyi laboratoriyi GLL Holod na bazi raketi ZRK S 200 na yakij bulo provedeno unikalne lotne viprobuvannya u Kazahstani GPPRD na shvidkosti M 5 7 Na danij chas institut vede roboti po perspektivnij GLL Igla Issledovatelskij Giperzvukovoj letatelnyj apparat Holod 2 s NPPRD Problema uskladnyuyetsya obnaroduvannyam najchastishe lishe chastkovim ranishe zasekrechenih materialiv shodo eksperimentiv yaki zberigayutsya u sekreti ale za yakimi tim ne mensh roblyatsya zayavi pro otrimannya pracezdatnih variantiv dviguna Okrim togo vinikayut skladnosti z pidtverdzhennyam dostovirnosti takih povidomlen ta zokrema faktu nadzvukovogo zgoryannya ta otrimannya potribnoyi tyagi Takim chinom prinajmni chotiri grupi u yaki vhodyat kilka krayin ta organizacij mayut zakoni pidgruntya stverdzhuvati sho buli pershimi Porivnyalnij opisGPPRD yavlyaye soboyu tip dviguna priznachenij dlya roboti na velikih shvidkostyah yaki harakternishi dlya raket nizh dlya litakiv Osnovna vidminnist aparatu z takim dvigunom vid raketi polyagaye u tomu sho vin ne nese na sobi okislyuvach dlya roboti dviguna vikoristovuyuchi z ciyeyu metoyu atmosferne povitrya Zvichajni litaki z pryamotochnimi povitryano reaktivnimi PPRD turboreaktivnimi TRD dvokonturnimi turboventilyatornimi DTVD ta turbogvintovimi TVD tipami dviguniv mayut taku zh vlastivist vikoristovuvati atmosferne povitrya ale yihnye zastosuvannya obmezhene dozvukovimi ta nadzvukovimi shvidkostyami Turbinni dviguni efektivni dlya vikoristannya na dozvukovih ta nadzvukovih shvidkostyah ale shvidko stayut nekorisnimi zi zrostannyam shvidkosti M gt 2 Ce poyasnyuyetsya tim sho potik povitrya yakij nadhodit u kompresor dviguna maye bilshu shvidkist a cherez jogo nastupne galmuvannya pochinayut zrostati temperatura ta aerodinamichnij opir Visoki temperaturi nebazhani tomu sho voni mozhut viklikati rozplavlennya ta rujnuvannya dviguna ta ce takozh znizhuye jogo efektivnist cherez bilshu temperaturu sumishi povitrya ta paliva yaka potraplyaye u kameru zgoryannya div zakon Gessa Zi zrostannyam shvidkosti dostupna dlya vikoristannya energiya zmenshuyetsya yak kvadrat shvidkosti u chislah Maha Najbilsha robocha shvidkist dviguna mozhe buti zbilshena shlyahom oholodzhennya potraplyayuchogo u povitrozabirnik gazu ta shlyahom kombinuvannya shemi z vikoristannyam ta PPRD Litaki z PPRD legshe konstruyuvati z tiyeyi prichini sho takij dvigun sprichinyaye menshij opir povitryu tertya ta maye menshe chastin yaki povinni funkcionuvati pri visokij temperaturi Zavdyaki menshomu tertyu PPRD mozhe zabezpechiti bilshi shvidkosti ale cherez neobhidnist nadhodzhennya velikih ob yemiv povitrya u povitroprovid bez dopomogi kompresora shvidkist takogo litaka ne mozhe buti menshe 600 km g Z drugogo boku shema roboti PPRD peredbachaye galmuvannya povitrya sho nadhodit do dozvukovoyi shvidkosti dlya jogo stisnennya zmishuvannya z palivom ta nastupne spalyuvannya Cej proces prizvodit do zrostannya problem razom zi zrostannyam shvidkosti aparatu udarna hvilya pid chas galmuvannya gazu yakij nadhodit iz shvidkistyu prizvodit do zrostannya tertya yake nasampered staye nemozhlivo kompensuvati tyagoyu dviguna Takozh yak j u vipadku z turbinnimi dvigunami cej proces suprovodzhuyetsya zrostannyam temperaturi sho znizhuye efekt vid spalennya paliva Zadlya zberezhennya produktivnosti dviguna neobhidno zadiyati zahodi zi znizhennya u nomu tertya ta temperaturi U zalezhnosti vid uspishnosti takih konstruktorskih rishen a takozh vid tipu vikoristanogo paliva verhnya mezha shvidkosti litaka z NPPRD skladaye M 4 8 Malyunok zi shemoyu giperzvukovogo PPRD variant yakij vikoristovuye en Najprostishij variant giperzvukovogo PPRD viglyadaye yak para voronok yaki z yednani odne z odnim vuzkimi otvorami Persha voronka sluzhit povitrozabirnikom u najvushij chastini vidbuvayetsya stisnennya povitrya dodavannya do nogo paliva ta spalyuvannya sumishi sho she bilsh pidijmaye temperaturu ta tisk gazu a druga voronka utvoryuye soplo cherez yake vidbuvayetsya rozshirennya produktiv zgoryannya z utvorennyam tyagi Taka shema dozvolyaye GPPRD viklyuchiti silne tertya ta nizku efektivnist zgoryannya pid chas jogo vikoristannya na shvidkostyah M gt 8 sho dosyagayetsya shlyahom zberezhennya praktichno nezminnoyi shvidkosti povitrya sho prohodit cherez uves dvigun Oskilki u porivnyanni z NPPRD gaz sho prohodit u giperzvukovomu PPRD mensh zagalmovuyetsya vin menshe rozigrivayetsya j zgoryannya vidbuvayetsya bilsh efektivno z bilshim vidilennyam korisnoyi energiyi div zakon Gessa Osnovna skladnist takoyi shemi polyagaye u tomu sho palivo povinno buti zmishanim ta spalenim za vkraj korotkij chas ta u tomu sho bud yaka pomilka u geometriyi dviguna prizvede do bilshogo tertya Roztashuvannya GPPRD pid tilom aparatu priznacheno dlya konvertuvannya sili tertya u pidjomnu silu ta stvorennya dodatkovoyi pidjomnoyi sili vikoristovuyuchi vihlop dviguna Ce utvoryuye pidjomnu silu pid chas giperzvukovogo polotu ta viznachaye zovnishnij viglyad takih litakiv TeoriyaBud yakij giperzvukovij PPRD maye paliva kameru zgoryannya soplo ta povitrozabirnik yakij stiskuye potik povitrya sho prihodit Inkoli u dvigun takozh vklyuchayut angl en hocha temperatura galmuvannya potoku u oblasti fokusuvannya hvil shilnosti dostatno visoka dlya samodostatnogo gorinnya Inshi dviguni vikoristovuyut piroforni dobavki taki yak z metoyu obhodu problem zi stijkistyu zgoryannya Chasto vikoristovuyetsya izolyator mizh povitrozabirnikom ta kameroyu zgoryannya dlya podovzhennya funkcionuvannya dviguna Zobrazhennya modelyuvannya povitryanogo potoku navkolo X 43 Boying NASA pri shvidkosti 7 Mahiv U vipadku GPPRD kinetichna energiya povitrya postupayuchogo u dvigun ye velikoyu u porivnyanni z vidilyayemoyu energiyeyu pid chas ekzotermichnij vzayemodiyi paliva ta okislyuvacha z povitrya Pri shvidkosti M 25 teplo vidilene pid chas zgoryannya paliva stanovit blizko 10 vid zagalnoyi entalpiyi potoku Poza zalezhnistyu vid zastosovanogo paliva kinetichna energiya povitrya ta teoretichna korisna energiya tepla vid zgoryannya budut dorivnyuvati odne odnomu priblizno pri shvidkosti M 8 Takim chinom konstrukciya GPPRD peresliduye nasampered metu zmenshennya tertya a ne zbilshennya tyagi Visoka shvidkist robit skladnim keruvannya potokom vseredini kameri zgoryannya KZ Tomu sho povitryanij potik sho nadhodit ye nema zvorotnogo rozpovsyudzhennya procesiv yaki vidbuvayutsya u KZ ce ne dozvolyaye regulyuvati tyagu zminoyu rozmiru vhodu u soplo KZ Bilshe togo uves nadhodyachij iz nadzvukovoyu shvidkistyu cherez kameru zgoryannya gaz povinen z minimalnim tertyam zmishatisya z palivom ta mati dostatno chasu dlya zgoryannya z metoyu nastupnogo rozshirennya u sopli ta porodzhennya tyagi Ce nakladaye silni obmezhennya na tisk ta temperaturu potoku ta vimagaye shob vpriskuvannya ta zmishuvannya paliva buli nadzvichajno efektivni Robochi znachennya tisku lezhat u diapazoni 20 200 KPa 0 2 2 atm ta pri comu pid tiskom rozumiyetsya q 1 2 r v 2 displaystyle q frac 1 2 rho v 2 de q dinamichnij tisk r ro shilnist v shvidkist Dlya togo shob pidtrimuvati shvidkist zgoryannya postijnoyu tisk ta temperatura u dviguni takozh povinni buti postijnimi Ce ye problematichnim tomu sho sistemi keruvannya povitryanim potokom u takomu dviguni nemozhlivi sho oznachaye obmezhennya visoti ta shvidkosti abo vidpovidnogo dinamichnogo tisku za yakih konkretnij GPPRD priznachenij funkcionuvati Takim chinom dlya vikonannya ciyeyi vimogi takij aparat povinen nabirati visotu pid chas naboru shvidkosti Optimalna trayektoriya naboru visoti ta spusku zvetsya trayektoriyeyu postijnogo dinamichnogo tisku TPDT angl constant dynamic pressure path Vvazhayetsya sho aparati z GPPRD mozhut vikoristovuvatisya do visoti 75 km Poryadok vpriskuvannya paliva takozh ye potencijno skladnoyu problemoyu Odna z mozhlivih shem cirkulyaciyi paliva viglyadaye nastupnim chinom palivo stiskayetsya do 100 atm turbonasosom nagrivayetsya fyuzelyazhem prohodit kriz turbinu ta potim ostannya chastina tisku vikoristovuyetsya inzhektorami dlya vpriskuvannya paliva zi shvidkistyu bilshoyu nizh shvidkist povitryanogo potoku sho prohodit u osnovi kameri zgoryannya Potoki paliva utvoryuyut sitkopodibnu strukturu u potoci povitrya sho prohodit Visoka turbulentnist z bilshoyu nizh shvidkist paliva prizvodit do podalshogo peremishuvannya Pri comu chim skladnishi molekuli paliva napriklad yak u kerosina tim dovshe povinen buti GPPRD dlya zaversheniya zgoryannya Minimalne chislo Maha pri yakomu GPPRD mozhe pracyuvati obmezheno tim sho stisnenij potik povinen buti dostatno garyachim dlya gorinnya paliva ta mati tisk dostatno visokij dlya zavershennya reakciyi do togo yak povitryana sumish pokine soplo dlya zberezhennya nalezhnosti dviguna do klasu GPPRD zberezhennya jogo vlastivostej ta stijkoyi roboti potik gazu povinen zberigati nadzvukovu shvidkist na vsih dilyankah svogo shlyahu u dviguni Stupin stisnennya napryamu pov yazanij zi stupenem galmuvannya potoku ta viznachaye nizhnyu mezhu vikoristannya Yaksho gaz u dviguni galmuyetsya do shvidkosti nizhchoyu M 1 to dvigun gluhne porodzhuyuchi udari hvili pid chas eksperimentiv dobre pomitni neozbroyenim okom Raptove spovilnennya potoku povitrya u dviguni mozhe prizvesti do priskorennya zgoryannya u KZ sho zdatne viklikati rujnuvannya GPPRD Okrim stisnennya na nizhnyu mezhu shvidkosti vplivaye takozh zbilshennya shvidkosti zvuku u gazi zi zrostannyam temperaturi Na 2009 rik vvazhayetsya sho nizhnya mezha shvidkosti vikoristannya chistogo giperzvukovogo PPRD skladaye M 6 8 Isnuyut proekti konstrukcij gibridnih NPPRD GPPRD yaki peredbachayut transformaciyu nadzvukovogo dviguna u giperzvukovij na shvidkostyah M 3 6 ta mayut nizhche znachennya granichnoyi shvidkosti vikoristovuyuchi dozvukovoe zgoryannya na zrazok NPPRD Visoka vartist lotnih viprobuvan ta nemozhlivist povnocinnih nazemnih strimuye rozvitok giperzvukovih litakiv Nazemni viprobuvannya v osnovnomu zoseredzheni na chastkovomu modelyuvanni umov polotu ta zdijsnyuvalisya na kriogennih ustanovkah gazodinamichnih ustanovkah na bazi raketnih dviguniv udarnih tonelyah ta plazmogeneratorah ale usi voni lishe priblizno modelyuyut realnij polit Tilki v ostannij chas v obchislyuvalnij gidrogazodinamici OGG bulo nakopicheno dostatno eksperimentalnih danih dlya realistichnogo komp yuternogo modelyuvannya z metoyu virishennya problem roboti aparativ s GPPRD a same dlya modelyuvannya prigranichnogo sharu povitrya zmishuvannya paliva z potokom povitrya dvohfaznoyi techiyi potoku vidrivu vidokremlennya potoku aerotermodinamiki realnogo gazu ta tim ne mensh cya galuz vse she lishayetsya malovivchenoyu galuzzyu OGG Okrim togo modelyuvannya kinetichno obmezhenogo zgoryannya za uchastyu takih shvidkoreaguyuchih paliv yak voden vimagaye znachnih obchislyuvalnih resursiv Yak pravilo vikoristovuyutsya obmezheni modeli z poshukom chiselnih rishen zhorstkih sistem diferencijnih rivnyan dlya yakih neobhidnij malij krok integruvannya j tomu treba bagato mashinnogo chasu Bilshist eksperimentiv z giperzvukovimi PPRD lishayutsya zasekrechenimi Kilka grup vklyuchno VMS SShA z dvigunom SCRAM 1968 1974 rr Boying z aparatom X 43 programa Hyper X napolyagayut na uspishnomu vikonanni polotiv z vikoristannyam GPPRD Ostatochnij variant dizajnu giperzvukogo PPRD najshvidshe vsogo bude gibridnim dvigunom z rozshirenim diapazonom robochih shvidkostej dvohrezhimnij SPPRD GPPRD z mozhlivistyu dozvukovogo ta nadzvukovogo zgoryannya SGD GPPRD yakij vikoristovuyetsya na dodatok raketnogo dviguna z mozhlivistyu dodavannya u povitrozabirnik dodatkovogo okislyuvacha GRD GRD povinni mati nabagato bilshi diapazoni dozvolenih dinamichnogo tisku ta shvidkosti Perevagi ta nedoliki GPPRDSpecialne oholodzhennya ta materiali Na vidminu vid zvichajnoyi raketi yaka shvidko ta praktichno vertikalno prolitaye kriz atmosferu abo litaka yakij litaye na nabagato me nshij shvidkosti giperzvukovij aparat povinen dotrimuvatisya trayektoriyi yaka zabezpechuye rezhim roboti GPPRD zalishayuchis u atmosferi z giperzvukovoyu shvidkistyu Aparat z GPPRD maye u lipshomu vipadku poserednye vidnoshennya tyagi do vagi aparatu tomu jogo priskorennya male u porivnyanni z raketami nosiyami Takim chinom chas perebuvannya u atmosferi takoyi kosmichnoyi sistemi povinen buti znachnim ta stanoviti vid 15 do 30 hv Za analogiyeyu z teplozahistom dlya aerodinamichnogo galmuvannya Spejs Shattlu pid chas vhodzhennya v atmosferu teplozahist takoyi sistemi povinen buti takozh znachnim Zagalnij chas aparatu u atmosferi pri giperzvukovih shvidkostyah ye trivalishij u porivnyanni z odnorazovoyu kapsuloyu sho povertayetsya ale mensh trivalij u porivnyanni zi kosmichnim chovnikom Novi materiali proponuyut dobre oholodzhennya ta teplozahist pri visokih temperaturah ale yak pravilo vidnosyatsya do ablyacijnih materialiv yaki postupovo vtrachayutsya pid chas vikoristannya zabirayuchi iz soboyu teplo Takim chinom doslidzhennya v osnovnomu fokusuyutsya na aktivnomu oholodzhenni korpusu v yakih hladagent primusovo cirkulyuye u teplonapruzhenih chastinah korpusu vidvodyachi pidvishenu temperaturu vid korpusu ta zapobigayuchi jogo rujnuvannyu Yak pravilo yak teplonosij proponuyetsya vikoristovuvati palivo v bagato chomu analogichno tomu yak u suchasnih raketnih dvigunah vikoristovuyut palivo abo okislyuvach pri oholodzhenni sopla ta kameri zgoryannya KZ Dodavannya bud yakoyi skladnoyi oholodzhuyuchoyi sistemi prizvodit do zbilshennya vagi ta znizhennya efektivnosti sistemi v cilomu Takim chinom neobhidnist aktivnoyi sistemi oholodzhennya ye strimuyuchim faktorom yakij znizhuye efektivnist ta perspektivnist zastosuvannya GPPRD Vaga dviguna ta efektivnist Produktivnist kosmichnoyi sistemi v osnovnomu pov yazana z yiyi startovoyu vagoyu Yak pravilo aparat proektuyetsya z metoyu zrobiti najbilshim radius diyi R displaystyle R visotu orbiti R displaystyle R abo dolyu masi korisnogo vantazhu G displaystyle Gamma z vikoristannyam konkretnogo dviguna ta paliva Ce prizvodit do kompromisiv mizh efektivnistyu dviguna tobto masoyu paliva ta skladnistyu dviguna tobto jogo suhoyu masoyu sho mozhe buti virazheno nastupnim chinom P e P f 1 G 1 displaystyle Pi e Pi f frac 1 Gamma 1 de P e m e m p t y m i n i t i a l displaystyle Pi e frac m empty m initial dolya masi bez paliva yaka maye v svoyemu skladi usyu konstrukciyu vklyuchayuchi palivni baki ta dviguni P f m f u e l m i n i t i a l displaystyle Pi f frac m fuel m initial dolya masi paliva ta okislyuvacha yaksho ostannij vikoristovuyetsya takozh masa tih materialiv yaki budut vikoristani protyagom polotu ta priznacheni viklyuchno dlya zdijsnennya cogo polotu G m i n i t i a l m p a y l o a d displaystyle Gamma frac m initial m payload pochatkove spivvidnoshennya mas yake ye zvorotnoyu velichinoyu do postachayemoyi za priznachennyam chastki korisnogo navantazhennya KN Vikoristannya GPPRD zbilshuye masu dviguna P e displaystyle Pi e u porivnyanni z raketoyu ta zmenshuye chastku paliva P f displaystyle Pi f tomu vazhko virishiti yaka z vikoristovuvanih sistem bude mati perevagu ta dast menshe znachennya G displaystyle Gamma sho oznachaye zbilshennya korisnogo navantazhennya pri tij samij startovij masi Pribichniki GPPRD stverdzhuyut sho zmenshennya startovoyi masi za rahunok paliva skladatime 30 a zbilshennya za rahunok dodavannya giperzvukovogo PPRD skladatime 10 Upevnenist pri obchislenni bud yakoyi masi u gipotetichnomu aparati taka velika sho neznachni zmini u prognozah efektivnosti abo masi GPPRD mozhut perevazhiti shalki tereziv chastki KN v odnu abo inshu storonu Okrim togo neobhidno vrahovuvati opir povitrya abo tertya zminenoyi konfiguraciyi tertya aparatu mozhe rozglyadatisya yak suma tertya samogo aparatu D displaystyle D ta tertya vstanovlenogo GPPRD D e displaystyle D e Tertya ustanovki tradicijno viznachayetsya iz tertya piloniv ta potoku u samomu dviguni yake mozhe buti zapisano u viglyadi znizhuyuchogo tyagu koeficiyenta D e ϕ e F displaystyle D e phi e F de ϕ e displaystyle phi e mnozhnik yakij vrahovuye vtrati na opir povitrya ta F displaystyle F tyaga dviguna bez vrahuvannya tertya Yaksho GPPRD integrovanij u aerodinamichne tilo aparatu mozhna vvazhati sho tertya dviguna D e displaystyle D e ye rizniceyu vid tertya bazovoyi konfiguraciyi aparatu Zagalna efektivnist dviguna mozhe buti predstavlena u viglyadi znachennya u intervali vid 0 do 1 h 0 displaystyle eta 0 v terminah pitomogo impulsu UI pitomij impuls riznih tipiv dviguniv pri riznih znachennyah shvidkosti h 0 g 0 V 0 h P R I s p E t h r u s t E c h e m displaystyle eta 0 frac g 0 V 0 h PR cdot I sp frac E thrust E chem De g 0 displaystyle g 0 priskorennya vilnogo padinnya na zemnoyi poverhni V 0 displaystyle V 0 shvidkist aparatu I s p displaystyle I sp PI h P R displaystyle h PR temperatura gorinnya paliva E t h r u s t displaystyle E thrust rezultuyucha tyaga ta E c h e m displaystyle E chem dostupna himichna energiya PI chasto vikoristovuyetsya yak pokaznik efektivnosti raket tomu sho u vipadku napriklad RRD isnuye pryamij zv yazok mizh pitomim impulsom en ta shvidkistyu vitoku vihlopnih gaziv Zvichajno cya velichina PI v menshij miri vikoristovuyetsya dlya dviguniv na litakah ta tut varto vidznachiti takozh sho u comu vipadku h 0 displaystyle eta 0 ta I s p displaystyle I sp ye funkciyami vid potochnoyi shvidkosti aparata PI raketnogo dviguna ne zalezhit vid shvidkosti ale zalezhit vid visoti ta dosyagaye najbilshih znachen u vakuumi de maye maksimalne znachennya u vipadku kisnevo vodnevih RRD stanovlyachi na poverhni 360 s a u vakuumi 450 s sm SSME PI GPPRD maye zvorotnu zalezhnist vid visoti ta shvidkosti dosyagayuchi maksimalnogo znachennya pri minimalnij shvidkosti skladayuchi 1200 s yake postupovo zmenshuyetsya zi zrostannyam shvidkosti hocha ci ocinki znachno riznyatsya u literaturi U prostomu vipadku odnostupenevogo aparatu dolya masi paliva mozhe buti virazhena nastupnim chinom P f 1 e x p V i n i t i a l 2 2 V i 2 2 g d r h 0 h P R 1 D D e F displaystyle 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 yaka mozhe buti virazhena u vipadku odnostupenevoyi kosmichnoyi sistemi nastupnim chinom P f 1 e x p g 0 r 0 1 1 2 r 0 r h 0 h P R 1 D D e F displaystyle 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 abo u vipadku polotu litaka z postijnoyu shvidkistyu ta visotoyu P f 1 e x p g 0 R h 0 h P R 1 ϕ e C L C D displaystyle Pi f 1 exp left frac g 0 R eta 0 h PR left 1 phi e right frac C L C D right de R displaystyle R radius diyi yakij mozhe buti virazhenij za formuloyu u terminah radiusa Brege P f 1 e x p B R displaystyle Pi f 1 exp left BR right de radius Brege B g 0 h 0 h P R 1 ϕ e C L C D displaystyle B frac g 0 eta 0 h PR left 1 phi e right frac C L C D ta C L displaystyle C L koeficiyent pidjomnoyi sili ta C D displaystyle C D koeficiyent aerodinamichnogo oporu bilsh dokladno angl Drag coefficient Ostannya dostatno prosta formula dopuskaye realizaciyu odnostupenevoyi kosmichnoyi sistemi Prostota konstrukciyi Giperzvukovi litaki mayut nebagato ruhomih chastin abo zh zovsim yih pozbavleni Bilshist skladovih chastin yavlyayut soboyu poverhni sho bezperervno perehodyat odna v odnu Z prostimi palivnimi nasosami ta startovim aparatom u viglyadi samogo litaka rozrobka aparatu z GPPRD maye tendenciyu buti mensh materialoyemkim ta prostishim na etapi konstruyuvannya u porivnyanni z inshimi tipami kosmichnih sistem Neobhidnist dodatkovoyi rushijnoyi sistemi Giperzvukovij litak ne mozhe stvoriti dostatno tyagi do tih pir poki ne bude rozignanij do shvidkosti M 5 hocha v zalezhnosti vid konstrukcii yak zaznachalosya vishe mozhlivij variant gibridnogo NPPRD GPPRD yakij mozhe pracyuvati na menshij shvidkosti tim ne menshe litak z gorizontalnim zletom povinen buti osnashenij dodatkovimi TRD abo raketnimi RRD dlya zletu ta pochatkovogo naboru visoti ta rozgonu Takozh neobhidno bude palivo dlya cih dviguniv z usima neobhidnimi yim sistemami Tomu sho variant s vazhkimi TRD ne zmozhe rozignatisya do shvidkosti M gt 3 inshij sposib priskorennya povinen buti obranij v comu diapazoni shvidkostej a same nadzvukovi NPPRD abo raketni RRD Voni takozh povinni budut mati svoye palivo ta sistemi Zamist cogo dlya pochatkovoyi stadiyi polotu isnuyut propoziciyi vikoristannya pershogo stupenya u viglyadi tverdopalivnogo raketnogo priskoryuvacha vid yakogo pozbavlyayutsya pislya nabora shvidkosti Skladnist viprobuvan Na vidminu vid reaktivnih ta raketnih rushijnih sistem yaki mozhut buti viprobuvani na zemli viprobuvannya giperzvukovih litakiv mozhlive tilki v dorogih eksperimentalnih ustanovkah abo startovih kompleksah yaki vedut do velikih vitrat pri rozrobci Eksperimentalni modeli pislya puskiv zazvichaj rujnuyutsya pid chas abo pislya zavershennya viprobuvan sho viklyuchaye yihnye povtorne vikoristannya dzherelo Div takozhGiperzvukovij litalnij aparat Shvidkist zvuku Chislo Maha Nadzvukova shvidkist Giperzvukova shvidkist Rockwell X 30 X 43A X 51 Odnostupeneva orbitalna sistemaPrimitki Arhiv originalu za 17 travnya 2006 Procitovano 30 bereznya 2012 nadzvukovij litak Konkord ChaVo 6 chervnya 2010 u Wayback Machine angl Arhiv originalu za 8 travnya 2012 Procitovano 30 bereznya 2012 Arhiv originalu za 8 travnya 2012 Procitovano 30 bereznya 2012 giperzvukovi litaki 12 lyutogo 2016 u Wayback Machine angl Paull A Stalker R J Mee D J 1995 Eksperimenti z nadzvukovim zgoryannyam z PPRD u aerodinamichnij trubi Jfm 296 156 183 angl R T Voland A H Oslender M K Smart A S Rudakov V L Semenov V Kopchenov Polety giperzvukovogo samolyota NASA na skorostyah 6 5 Mahov AIAA 99 4848 angl Broshura centru u Lengli viprobuvan giperzvukovih litakiv v elektrodugovij plazmennij ustanovci 24 zhovtnya 2010 u Wayback Machine angl Broshyura centra v Lengli ispytanij giperzvukovyh samoletov na gazodinamicheskij ustanovke s teplovoj nakachkoj 24 zhovtnya 2010 u Wayback Machine angl giperzvukovij litak angl PosilannyaPryamotochnye reaktivnye dvigateli 28 veresnya 2014 u Wayback Machine Billig FS SCRAM A Supersonic Combustion Ramjet Missile AIAA paper 93 2329 1993 HyShot The University Of Queensland 26 bereznya 2012 u Wayback Machine ABC s The Lab The 2002 Hyshot launch 13 lyutogo 2016 u Wayback Machine Latest results 13 lyutogo 2016 u Wayback Machine ot 24 bereznya 2006 roka QinetiQ HyShot American Scientist Hypersonic Scramjet Projectile Flys in Missile Test 18 lyutogo 2012 u Wayback Machine SpaceDaily NASA s X 43A 13 lyutogo 2016 u Wayback Machine University of Queensland Centre for Hypersonics 4 kvitnya 2012 u Wayback Machine US Patent amp Trademark Office Arhiv originalu za 17 zhovtnya 2015 Procitovano October 7 2005 Why airbreathing isn t necessarily very good for reaching orbit Arhiv originalu za 5 lyutogo 2012 Procitovano December 27 2005 BBC Scramjet 18 lyutogo 2008 u Wayback Machine Scramjet combustor development PDF file 13 lyutogo 2016 u Wayback Machine