Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель летающей лаборатории ГЛЛ-АП (макет) на МАКС-2009
Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (рисунок художника).

«Гиперзвуково́й дви́гатель» ГПВРД — вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На бо́льших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избегать сильного торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.

Oписание гиперзвукового ПВРД[править | править вики-текст]

Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М=12—24. Исследования в рамках проекта «X-30» фирмы Роквелл в 1980-х годах установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М=17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковыми комбинированными турбопрямоточными воздушно-реактивными двигателями «SR-71 Blackbird»Чёрный дрозд») компании Локхид достигает скорости не выше М=3,4. В отличие от ракетного двигателя, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он теоретически обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с большинством существующих ракетных двигателей.

Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода — воздухозаборника, в котором поступающий в него со скоростью полёта летательного аппарата (ЛА) воздух тормозится и сжимается, камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопло, через которое происходит истечение газообразных продуктов сгорания топлива со скоростью, бо́льшей скорости полета, что и создаёт тягу двигателя. Опять же, как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствуют компрессор и турбина, которые присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и являются самыми дорогостоящими частями такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе эксплуатации.

Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подобно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М=7—8[1]. Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД может иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт «X-43» (Боинг/НАСА) имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7,8М.

Для гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и конструктивной, и эксплуатационной сложностью. Перспективность гиперзвуковых ПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких летательных аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей. Для дополнительной информации смотрите также статью «Гиперзвуковой летательный аппарат».

История[править | править вики-текст]

Начиная со Второй мировой войны тратились значительные усилия на исследования в области достижения больших скоростей реактивными самолётами и ракетопланами. В 1947 году экспериментальный ракетный самолёт «X-1» производства компании Белл совершил свой первый в истории сверхзвуковой полёт и уже к 1960 году начали появляться предложения и проекты по полётам с гиперзвуковыми скоростями. За исключением проектов таких ракетопланов, как «X-15», специально спроектированных для достижения больших скоростей, скорости реактивных самолётов оставались в пределах М=1—3.

В 1950-х и 1960-х годах создавались различные экспериментальные гиперзвуковые ПВРД, которые испытывались на земле. Применительно к гражданскому авиатранспорту, основной целью создания и применения гиперзвуковых ПВРД считалось скорее снижение эксплуатационных расходов, чем сокращение длительности перелётов. Поскольку сверхзвуковые ТРД сложнее дозвуковых, а сверхзвуковые ЛА сложнее и имеют более низкое аэродинамическое качество, чем дозвуковые, то сверхзвуковые ЛА оснащенные ТРД расходуют значительно большее количество топлива, чем дозвуковые. Поэтому коммерческие авиакомпании предпочитали обслуживать авиалинии дозвуковыми широкофюзеляжными самолётами, а не сверхзвуковыми (смотрите «Конкорд» и Ту-144). Рентабельность использования последних была едва заметна, а убыточность полётов Конкордов «Бритиш Эйрвейз» за время его эксплуатации в среднем составила 40 %[2] (без учёта субсидирования полётов государством).
Одной из основных черт военных самолётов является достижение наибольшей манёвренности и скрытности, что противоречит аэродинамике гиперзвукового полёта. В период 19861993 годов в США была предпринята серьёзная попытка создания одноступенчатой космической системы Rockwell X-30 (фирма Роквелл, проект NASP, англ. National Aero-Space Plane) на базе гиперзвукового ПВРД, но она потерпела неудачу. Тем не менее, концепция гиперзвукового полёта не ушла со сцены и менее масштабные исследования продолжались на протяжении последних двух десятилетий. Например, 15 июня 2007 года Агентство передовых оборонных исследовательских проектов (DARPA, англ. Defense Advanced Research Project Agency) США и Министерство Обороны (МО) Австралии сообщили об успешном гиперзвуковом полёте со скоростью 10М с использованием ракетного ускорителя для разгона до минимальной рабочей скорости на ракетном полигоне Ву́мера в центральной Австралии. В США Пентагон и НАСА сформировали Национальную Гиперзвуковую Стратегию (англ. National Hypersonics Strategy) с целью исследовать спектр возможностей гиперзвукового полёта. Другие страны, такие как Великобритания, Австралия, Франция, Россия и Индия (проект RLV-TD) также имеют свои программы исследований. Также следует отметить, что на 2009 год не было создано ни одного «рабочего» аппарата с гиперзвуковым ПВРД, — все имеющиеся и испытываемые модели и образцы создаются в рамках экспериментов по их исследованию.

В России (СССР) разработкой подобных систем занимается Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П. И. Баранова, расположенный в городе Москве и Лыткарино. В 1970-х годах стартовали работы по созданию гиперзвукового ПВРД и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) «Холод»[3] на базе ракеты С-200, на которой в Казахстане было проведено уникальное лётное испытание гиперзвукового ПВРД на скорости 5,7M. На данный момент институт ведёт работы по перспективной ГЛЛ «Игла» («Исследовательский гиперзвуковой летательный аппарат») и «Холод-2» со сверхзвуковым ПВРД[4].

Проблема усложняется обнародованием, зачастую только частичным, ранее засекреченных материалов по экспериментам, которые сохраняются в тайне, но по которым, тем не менее, делаются утверждения о получении работоспособных моделей двигателя. Кроме этого возникают сложности с подтверждением достоверности таких сведений и, в частности, факта сверхзвукового сгорания и получения требуемой тяги. Таким образом, по крайней мере четыре группы, в которые входят несколько государств и организаций, имеют законные основания утверждать, что являются «первыми».

Сравнительное описание[править | править вики-текст]

ГПВРД является типом двигателя, предназначенным для работы на больших скоростях, которые более характерны для ракет, чем для самолётов. Основное отличие аппарата с таким двигателем от ракеты состоит в том, что он не несёт на себе окислитель для работы двигателя, используя в этих целях атмосферный воздух. Обычные самолёты с прямоточными (ПВРД), турбореактивными (ТРД), двухконтурными турбовентиляторными (ДТВД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями имеют то же свойство — используют атмосферный воздух, — но их применение ограничено дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

Турбореактивные двигатели эффективны на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях, но их эффективность быстро снижается с ростом скорости полета при числах Маха > 2. Объясняется это тем, что при сверхзвуковой скорости полета с ростом числа Маха быстро растет температура торможения в набегающем на двигатель потоке воздуха. В двигателе рост температуры воздуха до значений близких к температуре торможения происходит при его торможении и сжатии в воздухозаборнике. В ТРД воздух дополнительно сжимается и нагревается в компрессоре. В результате с ростом числа М полета растет температура воздуха, поступающего в камеру сгорания ТРД. После камеры сгорания, где происходит повышение температуры за счет сгорания топлива смесь воздуха и продуктов сгорания подаётся в турбину. Прочностные свойства турбины ограничивают максимально допустимую температуру газа на входе в неё, а вместе с этим и максимальное количество топлива, которое безопасно можно подать и сжечь в камере сгорания ТРД. С ростом скорости полета в ТРД приходится уменьшать величину подогрева газа в камере сгорания. Дополнительной проблемой ТРД является уменьшение пропускной способности компрессора с ростом температуры воздуха на его входе. При некоторой скорости полета эти факторы приводят к падению тяги двигателя до нуля. Наибольшая рабочая скорость двигателя может быть увеличена путём охлаждения попадающего в воздухосборник воздуха, использованием форсажной камеры или применением гибридной схемы двигателя ТРД/ПВРД.

Самолёты с ПВРД конструктивно проще потому, что такой двигатель оказывает меньшее сопротивление проходящему воздуху (трение) и содержит меньше деталей, которые должны функционировать при высокой температуре. В силу меньшего трения ПВРД может обеспечить бо́льшие скорости, но из-за необходимости поступления больших объёмов воздуха в воздуховод без помощи компрессора, скорость такого самолёта не может быть менее 600 км/ч. С другой стороны, схема работы ПВРД предполагает торможение приходящего воздуха до дозвуковой скорости для его сжатия, смешивания с топливом и последующего сжигания. Этот процесс приводит к росту проблем вместе с ростом скорости аппарата — ударные волны при торможении газа, поступающего в двигатель при сверхзвуковой скорости, приводит к росту трения, которое, наконец, становится невозможно скомпенсировать тягой двигателя. Так же, как и в случае с турбинными двигателями, этот процесс сопровождается ростом температуры, что снижает эффект от сжигания топлива. Для сохранения производительности двигателя необходимо принять меры по снижению в нём трения и температуры. В зависимости от применяемых конструктивных решений, а также от типа используемого топлива, верхний предел скорости самолёта с СПВРД составляет 4—8М.

Рисунок со схемой гиперзвукового ПВРД. Вариант, использующий конус в воздуховоде.

Простейший вариант гиперзвукового ПВРД выглядит как пара воронок, которые соединены друг с другом узкими отверстиями. Первая воронка служит воздухозаборником, в наиболее узкой части происходит сжатие входящего воздуха, добавление в него топлива и сжигание смеси, что ещё больше поднимает температуру и давление газа. Вторая воронка формирует сопло, через которое происходит расширение продуктов сгорания и создание тяги. Такая схема позволяет ГПВРД исключить сильное трение и обеспечивает высокую эффективность сгорания при его использовании на скоростях свыше , что достигается путём сохранения практически неизменной скорости проходящего через весь двигатель воздуха. Поскольку по сравнению с СПВРД проходящий газ в гиперзвуковом ПВРД меньше замедляется, он меньше разогревается, и сгорание происходит более эффективно с бо́льшим выделением полезной энергии (смотрите закон Гесса, закон Кирхгофа). Основная сложность такой схемы состоит в том, что топливо должно быть смешано с воздухом и сожжено за крайне короткое время, и в том, что любое нарушение геометрии двигателя приведёт к большому трению. Расположение ГПВРД под корпусом (фюзеляжем) аппарата предназначено для конвертирования силы трения в подъёмную силу и создания дополнительной подъёмной силы, используя выхлоп двигателя. Это формирует подъёмную силу при гиперзвуковом полете и определяет дизайн гиперзвуковых самолётов.

Теория[править | править вики-текст]

Любой гиперзвуковой ПВРД имеет топливные инжекторы, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает входящий поток воздуха. Иногда в двигатель также оснащается стабилизатором пламени (англ. flame holder), хотя температура торможения потока в области фокусирования волн плотности достаточно высока для самодостаточного горения. Другие двигатели используют пирофорные добавки, такие как силаны, с целью обхода проблем с устойчивостью сгорания. Часто используется изолятор между воздухозаборником и камерой сгорания для продления функционирования двигателя.

Изображение моделирования воздушного потока вокруг «X-43» (Боинг/НАСА) на скорости .

В случае ГПВРД кинетическая энергия воздуха, поступающего в двигатель, является большей по сравнению с энергией, выделяеющейся в результате сгорания топлива в атмосферном воздухе. При скорости 25М тепло, выделяющееся в результате сгорания топлива, составляет около 10 % от общей энтальпии потока. Вне зависимости от используемого топлива, кинетическая энергия воздуха и теоретическая полезная тепловая энергия от сгорания топлива будут равняться друг другу примерно при скорости 8М. Таким образом, конструкция ГПВРД преследует прежде всего цель уменьшения трения, а не увеличения тяги.

Высокая скорость делает сложным управление потоком внутри камеры сгорания (КС). Так как приходящий воздушный поток является сверхзвуковым, нет обратного распространения процессов, происходящих в КС. Это не позволяет регулировать тягу изменением размера входа в сопло (КС). Более того, весь проходящий со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трением смешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с целью последующего расширения в сопле и создания тяги. Это налагает сильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочие значения давления лежат в диапазоне 20—200 КПa (0,2—2 атмосфер) и при этом под давлением понимается:

где q — динамическое давление; ρ (ро) — плотность; vскорость. Для того, чтобы поддерживать скорость сгорания постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, так как управление воздушным потоком в таком двигателе технически невозможно, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД способен (предназначен) функционировать. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления (ТПДД, англ. constant dynamic pressure path). Считается, что аппараты с ГПВРД могут использоваться до высоты 75 км[5].

Порядок впрыска топлива также является потенциально сложной инженерной проблемой. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атмосфер турбонасосом, нагревается фюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давления используется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, бо́льшей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. Потоки топлива образуют сеткоподобную структуру в проходящем потоке воздуха. Высокая турбулентность из-за бо́льшей скорости топлива приводит к дальнейшему перемешиванию. При этом, чем сложнее молекулы топлива (например, как у керосина) тем длиннее должен быть ГПВРД для обеспечения полного сгорания топлива.

Минимальное число Маха, при котором ГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен быть достаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточно высокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинет сопло. Для сохранения принадлежности двигателя к классу ГПВРД, сохранения его свойств и устойчивости работы, поток газа должен сохранять сверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе.
Степень сжатия напрямую связана со степенью торможения потока и определяет нижнюю границу использования. Если газ в двигателе затормаживается до скорости ниже 1М, то двигатель «глохнет», порождая ударные волны, при экспериментах хорошо заметные невооружённым глазом. Внезапное замедление потока воздуха в двигателе может привести к ускорению сгорания в КС, что способно вызвать разрушение (в том числе детонационное) ГПВРД. Кроме сжатия, на нижний предел скорости влияет также увеличение скорости звука в газе при росте температуры. На 2009 год считается, что нижний предел скорости использования «чистого» гиперзвукового ПВРД составляет |6—8М[6]. Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях М=3—6[7] и имеют более низкое значение нижнего предела скорости, используя дозвуковое сгорание по типу СПВРД.

Высокая стоимость лётных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковой авиации. Наземные испытания в основном сосредоточены на частичном моделировании условий полёта и производились в криогенных установках, газодинамических установках на базе ракетных двигателей, ударных тоннелях и плазмогенераторах, но все они лишь приближённо моделируют реальный полёт[8][9]. Лишь в последнее время в вычислительной гидрогазодинамике (ВГГ) было накоплено достаточно экспериментальных данных для реалистичного компьютерного моделирования с целью решения проблем работы аппаратов с ГПВРД, а именно для моделирования приграничного слоя воздуха, смешивания топлива с потоком воздуха, двухфазного течения потока, отрыва (отделения) потока, аэротермодинамики реального газа. И, тем не менее, эта область всё ещё остаётся малоизученной ВГГ. Кроме этого, моделирование кинетически ограниченного сгорания с участием таких быстрореагирующих топлив, как водород, требует значительных вычислительных мощностей. Как правило, используются ограниченные модели с поиском численных решений «жёстких систем» дифференциальных уравнений, для которых необходим малый шаг интегрирования и поэтому требуется много машинного времени.

Большинство экспериментов с гиперзвуковыми ПВРД остаются засекреченными. Несколько групп, включая ВМС США с двигателем «SCRAM» 1968-1974 гг., Боинг с аппаратом X-43 программа «Hyper-X» утверждают об удачном выполнении полётов с использованием ГПВРД. Индия сообщила об испытаниях гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (SCRAMJET) в сентябре 2016 года[10].


Окончательный вариант дизайна гиперзвукого ПВРД скорее всего будет гибридным двигателем с расширенным диапазоном рабочих скоростей:

  • двухрежимный СПВРД/ГПВРД, с возможностью дозвукового и сверхзвукового сгорания («СГД»);
  • ГПВРД, используемый в дополнение к ракетному двигателю с возможностью добавления в воздухосборник дополнительного окислителя (ГРД).

ГРД должны иметь гораздо бо́льшие диапазоны допустимых динамического давления и скорости.

Преимущества и недостатки ГПВРД[править | править вики-текст]

Специальное охлаждение и материалы[править | править вики-текст]

В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолёта, который летает на гораздо ме́ньшей скорости, гиперзвуковой аппарат должен следовать траектории, которая обеспечивает режим работы ГПВРД, оставаясь в атмосфере при гиперзвуковой скорости. Аппарат с ГПВРД имеет в лучшем случае посредственное отношение тяги к весу аппарата, поэтому его ускорение мало́ по сравнению с ракетами-носителями. Таким образом, время, проводимое в атмосфере такой космической системой, должно быть значительным и составлять от 15 до 30 мин. По аналогии с теплозащитой для аэродинамического торможения Спейс Шаттла при входе в атмосферу, теплозащита такой системы должна быть также значительной. Общее время аппарата в атмосфере при гиперзвуковых скоростях является более продолжительным по сравнению с одноразовой возвращаемой капсулой, но менее продолжительным по сравнению с космическим челноком.

Новые материалы предлагают хорошее охлаждение и теплозащиту при высоких температурах, но как правило относятся к абляционным материалам, которые постепенно теряются при использовании, унося с собой тепло. Таким образом, исследования в основном фокусируются на активном охлаждении корпуса, в которых хладагент принудительно циркулирует в «теплонапряжённых» частях корпуса, отводя тепло от корпуса и предотвращая его разрушение. Как правило, в качестве теплоносителя предлагается использовать топливо, во многом аналогично тому, как в современных ракетных двигателях используют топливо или окислитель при охлаждении сопла и камеры сгорания (КС). Добавление любой сложной охлаждающей системы приводит к увеличению веса и снижению эффективности системы в целом. Таким образом, необходимость активной системы охлаждения является сдерживающим фактором, снижающим эффективность и перспективность применения ГПВРД.

Вес двигателя и эффективность[править | править вики-текст]

Производительность космической системы в основном связана с её стартовым весом. Как правило, аппарат проектируется с целью максимизировать радиус действия (), высоту орбиты () или долю массы полезной нагрузки () с использованием конкретного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссам между эффективностью двигателя, то есть массой топлива, и сложностью двигателя, то есть его сухой массой, что может быть выражено следующим образом:

,

где — доля массы без топлива, которая имеет в своём составе всю конструкцию, включая топливные баки и двигатели; — доля массы топлива и окислителя, если последний используется, также масса тех материалов, которые будут расходованы в ходе полета и предназначены исключительно для осуществления этого полёта; — первоначальное соотношение масс, которое является обратной величиной к доставляемой по назначению доле полезной нагрузки (ПН). Использование ГПВРД увеличивает массу двигателя по сравнению с ракетой и уменьшает долю топлива . Поэтому тяжело решить, какая из используемых систем будет иметь преимущество и даст меньшее значение , что означает увеличение полезной нагрузки при той же стартовой массе. Сторонники ГПВРД утверждают, что уменьшение стартовой массы за счёт топлива составит 30%, а увеличение за счёт добавления гиперзвукового ПВРД составит 10%. К сожалению, неопределённость при вычислении любой массы в гипотетическом аппарате так велика, что незначительные изменения в прогнозах эффективности или массы ГПВРД могут перевесить чашу весов доли ПН в одну или другую сторону. Кроме этого, необходимо учитывать сопротивление воздуха или трения измененной конфигурации. Трение аппарата может рассматриваться как сумма трения самого аппарата () и трение установленного ГПВРД (). Трение установки традиционно получается из трения пилонов и потока в самом двигателе, которое может быть записано в виде понижающего тягу коэффициента:

,

где — множитель, учитывающий потери на сопротивление воздуха и — тяга двигателя без учета трения. Если ГПВРД интегрирован в аэродинамическое тело аппарата, можно считать, что трение двигателя () является разницей от трения базовой конфигурации аппарата. Общая эффективность двигателя может быть представлена в виде значения в интервале от 0 до 1 () в терминах удельного импульса (УИ):

Удельный импульс различных типов двигателей при различных значениях скорости.
,

где — ускорение свободного падения на земной поверхности; — скорость аппарата; УИ; — температура горения топлива; — результирующая тяга и — доступная химическая энергия. УИ часто используется в качестве показателя эффективности ракет, так как в случае, например, ЖРД имеется прямая связь между удельным испульсом, удельным потреблением топлива и скоростью истечения выхлопных газов. Обычно данная величина (УИ) в меньшей степени используется для самолётных двигателей и здесь следует отметить также, что в данном случае и являются функциями от текущей скорости аппарата. УИ ракетного двигателя не зависит от скорости, но зависит от высоты и достигает наибольших значений в вакууме, где имеет максимальное значение в случае кислородно-водородных ЖРД, составляя на поверхности 360 с, а в вакууме 450 с (см. SSME, РД-0120). УИ ГПВРД имеет обратную зависимость от высоты и скорости, достигая максимального значения при минимальной скорости, составляя 1200 с, которое постепенно уменьшается с ростом скорости, хотя эти оценки значительно различаются в литературе. В простом случае одноступенчатого аппарата доля массы топлива может быть выражена следующим образом:

,

которая может быть выражена в случае одноступенчатой космической системы следующим образом:

или в случае самолётного полета с постоянной скоростью и высотой:

,

где — радиус действия, который может быть выражен по формуле в терминах радиуса Бреге́:

, где радиус Бреге́

и коэффициент подъёмной силы и коэффициент аэродинамического сопротивления (более подробно — англ. Drag coefficient). Последняя достаточно простая формула[11] допускает реализацию одноступенчатой космической системы.

Простота конструкции[править | править вики-текст]

Гиперзвуковые самолёты имеют немного или совсем лишены движущихся частей. Большинство составляющих частей представляют собой непрерывно переходящие друг в друга поверхности. С простыми топливными насосами и спускаемым аппаратом в виде самого самолёта, разработка аппарата с ГПВРД имеет тенденцию быть менее материалоёмким и более простым на этапе конструирования по сравнению с другими типами космических систем.

Необходимость дополнительной двигательной системы[править | править вики-текст]

Гиперзвуковой самолёт не может произвести достаточно тяги до тех пор, пока не будет разогнан до скорости М≈5, хотя в зависимости от конструкции, как упоминалось выше, возможен вариант гибридного СПВРД/ГПВРД, который может работать на меньшей скорости. Тем не менее, самолёт с горизонтальным взлётом должен быть оснащён дополнительными ТРД или ракетными ЖРД для взлёта и начального набора высоты и разгона. Также необходимо будет топливо для этих двигателей со всеми необходимыми им системами. Так как вариант с тяжёлыми ТРД не сможет разогнаться до скорости М>3, нужно выбрать другой способ ускорения в этом диапазоне скоростей, а именно сверхзвуковые СПВРД или ракетные ЖРД. Они также должны будут иметь своё топливо и системы. Вместо этого для первоначальной стадии полёта существуют предложения использования первой ступени в виде твердотопливного ракетного ускорителя, отделяющегося после достижения достаточной для работы ГПВРД скорости. Также предлагается использовать специальные самолёты-ускорители.

Сложность испытаний[править | править вики-текст]

В отличие от реактивных и ракетных двигательных систем, которые могут быть испытаны на земле, испытания гиперзвуковых самолётов требуют исключительно дорогих экспериментальных установок или стартовых комплексов, которые ведут к большим затратам при разработке. Запускаемые экспериментальные модели обычно разрушаются в ходе или после завершения испытаний, что исключает их повторное использование.

Наиболее успешно испытывается российская ракета "Циркон" (ракета достигла 8 Махов при полете на высоте более 20 километров), вторая ступень которой имеет прямоточный воздушно-реактивный двигатель.[12]

Ядерные гиперзвуковые ПВРД[править | править вики-текст]

Особую подгруппу ГПВРД предстявляют ядерные ГПВРД. Как и любой ядерный реактивный двигатель, ядерный ГПВРД вместо камеры сгорания оснащён камерой разогрева рабочего тела. Также, в отличие от химических ГПВРД, ядерные ГПВРД используют в качестве рабочего тела только атмосферный воздух. Следовательно, в принципе самолёт с ядерным ГПВРД вовсе не нуждается в бортовых запасах рабочего тела. Но, как и неядерный ГПВРД, ядерный ГПВРД не может работать на скоростях ниже нижнего предела (около 4-5М).

Однако возможно создание трёхрежимной гиперзвуковой ядерной двигательной установки (ЯДУ). На скоростях значительно ниже нижнего предела (а тем более на нулевых) такая ЯДУ работает в «ракетном режиме», используя бортовые запасы рабочего тела.

На скоростях значительно превышающих взлётно-посадочные, но недостаточных для работы в режиме ГПВРД, такая ЯДУ работает в «смешанном режиме», частично используя атмосферный воздух, частично — бортовой запас рабочего тела, причём пропорция в данном случае зависит от полётной скорости: чем выше скорость, тем больше доля атмосферного воздуха в рабочем теле и тем меньше в двигатель подаётся рабочего тела из бортовых запасов.

Наконец, на скоростях не ниже 5М ЯДУ работает в режиме ГПВРД, используя только атмосферный воздух. Естественно, «ракетный режим» и «смешанный режим» используется только в качестве взлётно-посадочных и для разгона до минимальной крейсерской скорости (в данном случае около 5М), тогда как в качестве крейсерского, естественно, используется режим ГПВРД. (Ядерный воздушно-космический самолёт использует «ракетный режим» в качестве крейсерского только вне атмосферы.)

Как следствие, отпадает необходимость в оснащении ядерного гиперзвукового самолёта дополнительной разгонной ДУ. С другой стороны, эффективный бортовой запас рабочего тела для маршевой ЯДУ при той же ёмкости баков получается вдвое большим, чем в случае с химической маршевой ДУ. Также в качестве малых маневровых двигателей (в том числе в качестве двигателей ориентации) на воздушно-космических самолётах можно применить электрические ракетные двигатели, использующие то же рабочее тело, что и маршевая ЯДУ. То есть возможно создание бортовой объединённой ДУ (ОДУ).

В результате ядерный гиперзвуковой самолёт получается сравнительно простым конструктивно и технологичным и, даже несмотря на сравнительно большую массу маршевой ЯДУ, более лёгким, чем неядерный аналог. Также ЯДУ и электрические ракетные двигатели потенциально имеют на порядок больший эксплуатационный ресурс, чем химические реактивные двигатели (в том числе ракетные и ГПВРД).

Таким образом, создание гиперзвукового или воздушно-космического ядерного самолёта теоретически может оказаться более простой конструкторской задачей, чем создание неядерного аналога, и вместе с тем обойтись сравнительно недорого (самая сложная и дорогостоящая подзадача — создание приемлемой маршевой гиперзвуковой ЯДУ.) Также гиперзвуковой или воздушно-космический ядерный самолёт может получиться более простым и дешёвым в эксплуатации, чем неядерный аналог. Проблемы безопасности эксплуатации такого самолёта (безопасности полётов, безопасности утилизации отработанного ядерного топлива и выработавших ресурс маршевых ЯДУ) также вполне решаемы.

См. также[править | править вики-текст]

Примечания[править | править вики-текст]

  1. The Space Show: Broadcast 329 April 21st, 2005 Dr. Allan Paull
  2. Сверхзвуковой самолет «Конкорд»: ЧаВо  (англ.)
  3. ГЛЛ «Холод»
  4. ГЛЛ-ВК «Игла»
  5. Гиперзвуковые самолеты  (англ.)
  6. Paull, A.; Stalker, R.J., Mee, D.J. (1995). «Эксперименты по сверхзвуковому сгоранию с ПВРД в аэродинамической трубе.». Jfm 296: 156-183.  (англ.)
  7. Р. Т. Воланд, А. Х. Ослендер, М. К. Смарт, А. С. Рудаков, В. Л. Сем`нов, В. Копченов «Полёты гиперзвукового самолёта ЦИАМ/НАСА на скоростях 6,5 Махов», AIAA-99-4848.  (англ.)
  8. Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолётов в электродуговой плазменной установке. Архивировано 24 октября 2010 года.  (англ.)
  9. Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолётов на газодинамический установке с тепловой накачкой. Архивировано 24 октября 2010 года.  (англ.)
  10. Индия испытала двигатель, позволяющий снизить стоимость ракетных запусков в десять раз. Проверено 13 сентября 2016.
  11. Гиперзвуковой самолет  (англ.)
  12. СМИ сообщили подробности испытаний гиперзвуковой ракеты «Циркон». Проверено 19 сентября 2017.

Ссылки[править | править вики-текст]