Клиновоздушные ракетные двигатели — будущее ракетостроения / Хабр

Современные ракетные двигатели подошли к пределу своих возможностей.

Всё чаще можно заметить этот тезис в статьях, докладах, мнениях о ракетостроении. И действительно, в глобальном плане это так, новые возможности, характеристики вжимать из реактивных двигателей становится всё сложнее, а те же тяги по большому счёту не увеличиваются уже давно, самые тяговитые монстры двигателестроения были созданы во 2 половине 20 века, и современные движки от них недалеко ушли, хоть и прокачали другие характеристики и возможности. Например, F1, настоящий монстр, поднимавший в небо лунную ракету Сатурн V имел тягу 6,77 меганьютон, а самый современный Raptor от корабля Starship и ускорителя Super Heavy имеет тягу всего…2000 килоньютон. И он считается мощным двигателем. Ситуация складывается печальная. Можно ли как то улучшить ситуацию, сделать двигатели мощнее, экономичнее? Можно, и об этом статья.

«Новый» тип двигателей

Сама по себе идея клиновоздушного реактивного двигателя не нова. В 1960-х годах Рокетдайн проводил обширные испытания с различными вариантами. Более поздние версии этих двигателей были основаны на крайне надёжных ЖРД J-2 (Рокетдайн) и обеспечивали приблизительно тот же уровень тяги, что могли обеспечить те двигатели, на которых они были основаны: ЖРД J-2T-200k обладал тягой 90,8 тс (890 кН) и ЖРД J-2T-250k обладал тягой 112,2 тс (1,1 МН) (буква «T» в наименовании двигателя указывает на тороидальную камеру сгорания). Позже создавались и другие прототипы и проводились испытания, но до полноценной реализации так и не доходило. Клиновоздушные двигатели даже планировалось использовать на Шаттлах, но выбрали более консервативное решение. Но технологии не стоят на месте, а актуальность этого типа двигателей растет.

В июле 2014 года Firefly Space Systems объявила, что в своей новой ракете-носителе Firefly Alpha будет использовать клиновоздушный двигатель на первой ступени. Так как данная модель предназначается для рынка запуска малых спутников, ракета будет выводить спутники на низкую околоземную орбиту по цене 8-9 миллионов долларов за запуск. Firefly Alpha сконструирована так, чтобы поднимать на орбиту 400 кг полезного груза. В конструкции ракеты задействуются композитные материалы — в том числе углеродное волокно. Клиновоздушный двигатель, применяемый в ракете, имеет тягу в 40,8 тс(400 кН). Правда, На данный момент работа застопорилась, и будущее именно этой ракеты выглядит туманно.

Так как это работает?

Для начала разберем, как работает классический реактивный ракетный двигатель. Очень упрощая, в камере сгорания смешивается и сгорает смесь топлива и окислителя(в качестве последнего применяют как правило жидкий кислород). Раскаленная до нескольких тысяч градусов смесь газов, образовавшаяся в результате сгорания под давлением выбрасывается из двигателя через сопло на огромной скорости, создавая тягу(спасибо закону сохранения импульса 😉 ), и ракета красочно отправляется к звёздам(иногда не отправляется, это называют аварией)). В контексте статьи самый главный элемент этой технологической фантасмагории это сопло.

Тут дело вот в чем, если просто сделать дырку в камере сгорания и поджечь топливо, тяга, конечно, будет, но минимальная, раскаленные газы будут выходить во все стороны и лишь малая часть будет вырываться в направлении, необходимом для создания тяги, да и скорость выходящих газов будет так себе, вобщем, печаль — беда, так до космоса не долетишь, а долететь хочется. Для того, чтобы направлять выхлопные газы, а так же разгонять их побыстрее, желательно до нескольких чисел Маха умные люди придумали Сопло Лаваля. Сопло было предложено в 1890 году шведским изобретателем Густафом де Лавалем для паровых турбин, а позже нашло своё применение в ракетостроении.

Самое простое сопло Лаваля представляет из себя два усечённых конуса, соединённых в одну конструкцию. Реальные современные сопла профилируются на основе газодинамических расчетов и компьютерных симуляций.

Иллюстрация работы сопла Лаваля. По мере движения газа по соплу, его абсолютная температура Т и давление Р снижаются, а скорость V возрастает. М — число Маха.

Итак, на сужающемся, т.н. докритическом участке сопла движение газа происходит с дозвуковыми скоростями. В самой узкой,критической части сопла скорость газа достигает звуковой. На расширяющемся, закритическом участке, газ движется со сверхзвуковыми скоростями.

Выглядит просто идеально. Но всё не так гладко, свои коррективы, например, вносит атмосфера, а именно атмосферное давление, которое тоже действует на поток газа, и на разных высотах действует по разному, серьезно влияя на эффективность двигателя. На любой высоте над поверхностью Земли с разным давлением атмосферы сопло может быть сконструировано практически идеально, но та же самая форма будет менее эффективна на другой высоте с другим давлением воздуха. Таким образом, по мере того как ракета поднимается через атмосферу, эффективность её двигателей вместе с их тягой претерпевает значительные изменения, которые достигают 30 %. Например, двигатели RS-24 МТКК «Спейс шаттл» могут генерировать тягу со скоростью газовой струи 4525 м/с в вакууме и 3630 м/с на уровне моря. По сути двигатель работает «не на полную», куча драгоценного топлива, которое, кстати, составляет бОльшую часть массы ракеты, тратится впустую. Клиновоздушный реактивный двигатель решает эту проблему. Как? Расширяющейся частью сопла становится сама атмосфера! И такое «сопло» саморегулируется, сохраняя одинаковую эффективность на любой высоте.

В конструкции клиновоздушного двигателя проблема эффективности на различной высоте решается следующим образом: вместо одной точки выхлопа в виде небольшого отверстия в центре сопла используется клиновидный выступ, вокруг которого устанавливается ряд камер сгорания. Клин формирует одну сторону виртуального сопла, в то время как другая часть формируется проходящим потоком воздуха в ходе полета. Этим объясняется его первоначальное название «двигатель аэроспайк» (aerospike engine, «воздушно-клинный двигатель»).

Вот так это выглядит. По сути, такой двигатель выступающим клином формирует сужающуюся(докритическую) часть сопла. Остальное формирует сама атмосфера. Гениальное решение.

Недостатком такой конструкции является большой вес центрального выступа и дополнительные требования по охлаждению из-за большей поверхности, подверженной нагреву. Также большая площадь охлаждаемой поверхности может уменьшить теоретические уровни давления на сопло. Дополнительным отрицательным фактором является относительно плохая производительность такой системы при скоростях 1-3 Маха. В данном случае воздушный поток сзади летательного аппарата имеет уменьшенное давление, что снижает тягу.

Существует несколько модификаций этого дизайна, которые отличаются по их форме. В «тороидальном клине» центральная часть имеет форму сужающегося конуса, по краям которого осуществляется концентрический выход реактивных газов.

Практическое использование

Несмотря на очевидные преимущества, на данный момент клиновоздушные двигатели почти нигде не применяются, хотя планы по их применению есть и разработки ведутся.

20 сентября 2003 года объединённая команда Университета штата Калифорния в Лонг-Бич и компании Garvey Spacecraft Corporation успешно провела испытательный полет ракеты с КВРД в пустыне Мохаве. Студенты университета разработали ракету Prospector 2, используя двигатель с тягой 448,7 кгс (4,4 кН). Эта работа над клиновоздушными двигателями не прекращается — ракета Prospector 10 с 10-камерным КВРД была испытана 25 июня 2008 года. В марте 2004 года были проведены два успешных испытания в Лётном исследовательском центре НАСА им. Драйдена (база Эдвардс, США) с малоразмерными твердотопливными ракетами с тороидальными двигателями, которые достигли скорости 1,1 М и высоты 7,5 км. Другие модели малоразмерных клиновоздушных ракетных двигателей находятся в стадии разработок и испытаний. У клиновоздушных двигателей есть проблемы и недостатки, в том числе высокая сложность и стоимость, но их преимущества делают их весьма перспективными. В обозримом будущем они будут активно применяться, хоть и не заменят полностью классические двигатели на сопле Лаваля.

Клиновоздушный двигатель | это… Что такое Клиновоздушный двигатель?

Огневые испытания плоского клиновоздушного двигателя XRS-2200 по программе X-33

«Кли́новоздушный ракетный двигатель» (англ. Aerospike engine, Aerospike, «КВРД») — тип ракетного двигателя, который поддерживает аэродинамическую эффективность в широком диапазоне высот над поверхностью Земли с разным давлением атмосферы путем использования клиновидного сопла. КВРД относится к классу компенсирующих высоту ракетных двигателей. Двигатель с таким типом сопла использует на 25-30% меньше топлива на низких высотах, где как правило требуется наибольшая тяга. Клиновоздушные двигатели изучались на протяжении длительного времени в качестве основного варианта для множества одноступенчатых космических систем (ОКС) и были серьезным претендентом на использование в качестве основных двигателей на МТКК Спейс Шаттл при его создании (см. SSME). Однако на 2009 год ни одного двигателя этого типа не используется и не производится. ^[1] Наиболее удачные варианты находятся в стадии доводочных двигателей.

Содержание 1 Обычный ракетный двигатель 2 Принципы 2.1 Модификации 3 История и текущее состояние 4 Дополнительные фотографии 5 Смотри также 5.1 Ссылки 5.2 Внешние ссылки

Обычный ракетный двигатель

Основным назначением любого сопла является эффективное направление потока отработавших газов ракетного двигателя в одном направлении. Выхлоп — высокотемпературная смесь газов — имеет случайное распределение момента в камере сгорания и если ему позволить выйти в данном виде, только малая часть потока будет направлена в нужном направлении для создания тяги. Колоколобразное сопло ракетного двигателя ограничивает по бокам движения газа, создавая область увеличенного давления с расположенной ниже областью пониженного давления, что нормализует поток в нужном направлении. Путем тщательной разработки достигается степень расширения сопла, которая позволяет практически полностью преобразовать движение струи в нужном направлении позади двигателя, максимизируя тягу. Проблема с обычным дизайном состоит в том, что давление воздуха снаружи также вносит свой вклад в ограничение потока газа. На любой высоте над поверхностью Земли с разным давлением атмосферы сопло может быть сконструировано практически идеально, но та же самая форма будет менее эффективна на другой высоте с другим давлением воздуха. Таким образом, по мере того, как ракета-носитель поднимается через атмосферу, ее эффективность вместе с тягой претерпевает значительные изменения вплоть до 30%. Например, двигатели RS-24 МТКК Спейс Шаттл могут генерировать тягу со скоростью газовой струи 4 400 м/с в вакууме и 3 500 м/с на уровне моря. Конструкция сопла двигателя является очень важной частью создания ракетных систем.

Принципы

Сравнение обычного ракетного двигателя (слева) с клиновоздушным двигателем (справа).

В конструкции клиновоздушного двигателя проблема эффективности на различной высоте решается следующим образом: вместо одной точки выхлопа в виде небольшого отверствия в центре сопла, используется клиновидный выступ, вокруг которого устанавливается ряд камер сгорания. Клин формирует одну сторону виртуального сопла, в то время как другая часть формируется окружающим воздухом. Этим объясняется его первоначальное название «двигатель Аэроспайк» (англ. Aerospike engine, «воздушно-клинный двигатель»).

Основная идея такой конструкции состоит в том, что на низкой высоте атмосферное давление прижимает отработанный газ к выступающему клину. Затем рециркуляция в основании клина поднимает давление до значения окружающей атмосферы. В силу такой конструкции, тяга не достигает предельно возможных значений, но также и не претерпевает значительного падения, которое происходит в нижней части традиционного сопла из-за частичного вакуума. По мере того, как аппарат достигает бо́льшей высоты, сдерживающее выхлоп окружающее давление уменьшается вместе с давлением на верхнюю часть двигателя, тем самым сохраняя его эффективность неизменной. Более того, несмотря на то, что окружающее давление падает практически до нуля, зона рециркуляции сораняет давление до долей давления атмосферы на поверхности у основания, в то время как верхняя часть клина находится практически в вакууме. Это создает дополнитедьную тягу с ростом высоты, компенсируя падение окружающего давления. В целом, эффект сравним с традиционным соплом, которое имеет способность расширяться с увеличением высоты. В теории клиновоздушный двигатель немного менее эффективен по сравнению с традиционным соплом, сконструированного для данной высоты, и по сравнению с ним, более эффективен для любой другой высоты.

Недостатком такой конструкции является большой вес центрального выступа и дополнительные требования по охлаждению из-за бо́льшей поверхности, подверженной нагреву. Также большая охлаждаемая площадь может уменьшить теоретические уровни давления на сопло. Дополнительным отрицательным фактором является относительно плохая производительность такой системы при скоростях 1-3 М. В данном случае воздушный поток сзади летательного аппарата имеет уменьшенное давление, что снижает тягу.^[2]

Модификации

Испытания кругового клиновоздушного двигателя J-2T-250K Рокетдайна.

Существует несколько модификаций этого дизайна, которые отличаются по их форме. В тороидальном клине центральная часть имеет форму сужающегося конуса, по краям которого осуществляется концентрический выход реактивных газов. В теории такая конструкция требует бесконечно длинного центрального выступа для наилучшей эффективности, но использование части выхлопа в радиально-боковых направлениях позволяет достичь приемлемых результатов.

В конструкции плоского клина центральный выступ состоит из центральной пластины, которая имеет сужение в конце, с двумя реактивными струями, которые распространяются по внешним поверхностям пластины. Этот вариант может наращиваться вместе с длиной центрального клина. Также в данном случае существует расширенная возможность управления, используя изменение тяги любого из установленных в линию двигателей.

История и текущее состояние

Тороидальное клиновоздушное сопло НАСА.

В шестидесятых годах XX-го века Рокетдайн проводил обширные испытания с различными вариантами. Более поздние версии этих двигателей были основаны на крайне надежных ЖРД J-2 (Рокетдайн) и обеспечивали приблизительно тот же уровень тяги, что могли обеспечить те двигатели, на которых они были основаны: ЖРД J-2T-200k обладал тягой 90.8 тс (890 кН) и ЖРД J-2T-250k обладал тягой 112.2 тс (1.1 мН) (буква «T» в наименовании двигателя указывает на тороидальную камеру сгорания). Тридцатью годами позже, их работа была использована снова в проекте НАСА X-33. В данном случае немного модифицированный ЖРД J-2S был использован для плоского варианта КВРД, который получил название «XRS-2200». После дальнейшего развития и программы испытаний, проект был отклонен по причине нерешенности проблем с композитными топливными баками X-33.

В ходе проекта «X-33» были построены три двигателя XRS-2200, которые прошли программу испытаний в Космическом центре им. Стенниса НАСА. Испытания одного двигателя были успешными, но программа была остановлена до завершения строительства испытательного стенда для второго двигателя. ЖРД XRS-2200 на уровне моря производит тягу 92.7 тс (909.3 кН) и обладает удельным импульсом 339 с, в вакууме тяга составляет 120.8 тс (1.2 мН), удельный импульс — 436.5 с.

Более крупный вариант XRS-2200, ЖРД RS-2200 был предназначен для одноступенчатого космоплана «Венчур Стар» (англ. Venture Star) (Локхид Мартин). В своем последнем варианте, семь RS-2200, каждый с тягой 245.8 тс (2.4 мН), должны бли доставлять «Венчур Стар» на низкую опорную орбиту (НОО). Развитие этого проекта было формально прекращено в начале 2001 года, когда программа X-33 не получила финансирования в рамках программы «Инициатива Космического Запуска». В Локхид Мартин было принято решение не продолжать развитие «Венчур Стар» без финансовой поддержки НАСА.

Хотя с отменой программы «X-33» был сделан шаг назад в разработке клиновоздушных двигателей, их история на этом не заканчивается. 20 сентября 2003 года объединенная команда от науки и промышленности из Калифорнийского Государственного Университета (КГУ) США и из Корпорации Гарвея космических аппаратов (en). успешно провела испытательный полет ракеты с КВРД в пустыне Мохаве. Студенты из КГУ разработали ракету «Проспектор 2» (англ. Prospector 2, P-2, Разведчик 2), используя двигатель с тягой 448.7 кс (4.4 кН). Эта работа над клиновоздушными двигателями не прекращается — ракета «Проспектор 10» с 10-камерным КВРД была испытана 25 июня 2008 года.^[3] В марте 2004 года были проведены два успешных испытания в Летном Исследовательском Центре НАСА им.Драйдена (база Эдвардс, США) с малоразмерными твердотопливными ракетами с тороидальными двигателями, которые достигли скорости 1.1 М и высоты 7.5 км. Другие модели малоразмерных клиновоздушных ракетных двигателей находятся в стадии разработок и испытаний.^[4]

Дополнительные фотографии

Гибридный КВРД АИР Саскуотча (англ. Sasquatch Aerospace Research & Development), 2006 год

Полная тяга гибридного КВРД АИР Саскуотча, 2006 год

Испытания линейного ЖРД RS-2200

Клиновоздушный двигатель Калифорнийского Государственного Университета США

Смотри также

• Сопло Лаваля
• НК-33 — одна из модификаций имела расширение сопла для работы в вакууме.
• X-33

Ссылки

1. ↑ НАСА: Клиновоздушный двигатель
2. ↑ PWR Nozzle Design
3. ↑ CSULB CALVEIN Rocket News and Events
4. ↑ Клиновоздушный двигатель (en-wiki)

Внешние ссылки

• Aerospike Engine
• Advanced Engines planned for uprated Saturn and Nova boosters — включая J-2T
• Linear Aerospike Engine — Propulsion for the X-33 Vehicle
• Dryden Flight Research Centre
• Aerospike Engine Control System Features And Performance
• X-33 Attitude Control Using The XRS-2200 Linear Aerospike Engine

Воздушно-клиновые ракетные двигатели — будущее ракетостроения

Современные ракетные двигатели достигли предела своих возможностей.

Этот тезис все чаще можно заметить в статьях, отчетах и ​​мнениях о ракетостроении. И действительно, глобально это правда, новые возможности, характеристики выжимать из реактивных двигателей становится все труднее, а та же тяга по большому счету уже давно не увеличивается, самыми тяговитыми монстрами двигателестроения были созданы во 2-й половине 20 века, да и современные двигатели от них недалеко ушли, хотя и прокачали другие характеристики и возможности. Например, F1, настоящий монстр, поднявший в небо лунную ракету Saturn V, имел тягу 6,77 меганьютонов, а самый современный Raptor из Starship и ракеты-носителя Super Heavy имеет тягу всего… 2000 килоньютонов. И это считается мощным двигателем. Ситуация печальная. Можно ли как-то улучшить ситуацию, сделать двигатели мощнее, экономичнее? Можно и в этой статье.

«Новый» двигатель тип

Сама по себе идея клиновоздушного реактивного двигателя не нова. В 1960-х Rocketdyne провела обширные испытания различных вариантов. Более поздние версии этих двигателей базировались на чрезвычайно надежном ракетном двигателе J-2 (Rocketdine) и обеспечивали примерно такой же уровень тяги, который могли обеспечить двигатели, на которых они базировались: ракетный двигатель J-2T-200k имел тягу 90,8 тс (890 кН), а Ж-2Т-250к имел тягу 112,2 тс (1,1 МН) (буква «Т» в названии двигателя указывает на тороидальную камеру сгорания). Позже были созданы и испытаны другие прототипы, но до полной реализации дело так и не дошло. Клино-воздушные двигатели даже планировалось использовать на «Шаттлах», но выбрали более консервативное решение. Но технологии не стоят на месте, и актуальность такого типа двигателей растет.

В июле 2014 года Firefly Space Systems объявила, что ее новая ракета-носитель Firefly Alpha будет использовать на первой ступени клиновидный двигатель. Поскольку эта модель предназначена для рынка запуска малых спутников, ракета будет запускать спутники на низкую околоземную орбиту по цене 8-9 миллионов долларов за запуск. Firefly Alpha рассчитан на вывод на орбиту 400 кг полезной нагрузки. В конструкции ракеты используются композиционные материалы, в том числе углеродное волокно. Используемый в ракете клиновидный двигатель имеет тягу 40,8 тс (400 кН). Правда, на данный момент работы застопорились, и будущее именно этой ракеты выглядит туманно.

Так как же это работает?

Сначала давайте посмотрим, как работает классический реактивный ракетный двигатель. Очень упрощая, смесь горючего и окислителя смешивается и сжигается в камере сгорания (в качестве последнего, как правило, используется жидкий кислород). Нагретая до нескольких тысяч градусов смесь газов, образовавшаяся в результате сгорания под давлением, выбрасывается из двигателя через сопло с большой скоростью, создавая тягу (благодаря закону сохранения импульса 😉 ), и ракета красочно едет к звездам (иногда не едет, это называется авария)) . В контексте статьи важнейшим элементом этой технологической фантасмагории является насадка.

Вот в чем дело, если просто проделать дырку в камере сгорания и поджечь топливо, тяга конечно будет, но она будет минимальной, раскаленные газы будут выходить во все стороны и только малая часть убегайте в нужном для создания тяги направлении, а скорость уходящих газов будет так себе, в общем печаль-беда, так до космоса не долетишь, а летать хочется. Для того, чтобы направлять выхлопные газы, а также ускорять их быстрее, желательно до нескольких чисел Маха, умные люди придумали сопло Лаваля. Сопло было предложено в 189 г.0 шведского изобретателя Густава де Лаваля для паровых турбин, а позже нашел применение в ракетостроении.

Простейшее сопло Лаваля состоит из двух усеченных конусов, соединенных в одну конструкцию. Реальные современные сопла профилируются на основе газодинамических расчетов и компьютерного моделирования.

Иллюстрация работы сопла Лаваля. По мере движения газа через сопло его абсолютная температура T и давление P уменьшаются, а скорость V увеличивается. М — число Маха.

Итак, на сужение, т.н. В подкритическом сечении сопла газ движется с дозвуковыми скоростями. В самой узкой, критической части сопла скорость газа достигает звуковой скорости. В расширяющейся сверхкритической секции газ движется со сверхзвуковой скоростью.

Выглядит просто идеально. Но не все так гладко, например, свои коррективы вносит атмосфера, а именно атмосферное давление, которое тоже влияет на расход газа, и действует по-разному на разных высотах, серьезно влияя на КПД двигателя. На любой высоте над земной поверхностью с разным атмосферным давлением сопло может быть сконструировано почти идеально, но одна и та же форма будет менее эффективна на разных высотах с разным давлением воздуха. Таким образом, при подъеме ракеты через атмосферу КПД ее двигателей вместе с их тягой претерпевает значительные изменения, которые могут достигать 30%. Например, двигатели РС-24 МТКК «Спейс Шаттл» могут развивать тягу газовых струй со скоростью 4525 м/с в вакууме и 3630 м/с на уровне моря. На самом деле двигатель работает не на полную мощность, много драгоценного топлива, которое, кстати, составляет большую часть массы ракеты, тратится впустую. Клиновидно-воздушная струя решает эту проблему. Как? Сама атмосфера становится расширяющейся частью сопла! И такая «насадка» является саморегулирующейся, сохраняя одинаковую эффективность на любой высоте.

В конструкции клиновоздушного двигателя проблема эффективности на разных высотах решается следующим образом: вместо единой точки выхлопа в виде небольшого отверстия в центре сопла установлен клиновидный выступ используется, вокруг которого установлен ряд камер сгорания. Клин образует одну сторону виртуального сопла, а другую сторону формирует проходящий воздушный поток во время полета. Это объясняет его первоначальное название. «Аэродинамический двигатель» ( Аэродинамический двигатель «Двигатель с воздушным клином»).

Вот как это выглядит. Фактически такой двигатель образует сужающуюся (подкритическую) часть сопла с выступающим клином. Остальное формирует сама атмосфера. Гениальное решение.

Недостатком этой конструкции является большой вес центрального выступа и дополнительные требования к охлаждению из-за большей поверхности, подвергаемой нагреву. Кроме того, большая площадь охлаждаемой поверхности может снизить теоретический уровень давления в сопле. Дополнительным негативным фактором является относительно низкая производительность такой системы на скорости 1-3 Маха. В этом случае воздушный поток в задней части самолета имеет пониженное давление, что снижает тягу.

Существует несколько модификаций данной конструкции, отличающихся своей формой. В «тороидальном клине» центральная часть имеет форму сужающегося конуса, по краям которого происходит концентрический выброс реактивных газов.

Практическое применение

Несмотря на очевидные преимущества, в настоящий момент клиновоздушные двигатели почти не применяются, хотя планы по их использованию есть и ведутся разработки.

20 сентября 2003 г. совместная группа Калифорнийского государственного университета в Лонг-Бич и Garvey Spacecraft Corporation успешно провела испытательный полет реактивной ракеты в пустыне Мохаве. Студенты университета разрабатывают ракету Prospector 2 с двигателем тягой 448,7 кгс (4,4 кН). На этом работы над клиновидными двигателями не прекращаются – ракета Prospector 10 с 10-камерным КВРД была испытана 25 июня 2008 г. В марте 2004 г. в Центре летных исследований НАСА Драйден (база Эдвардс, США) были проведены два успешных испытания с малыми твердотопливные ракеты с тороидальными двигателями, достигавшие скорости 1,1 М и высоты 7,5 км. Другие модели малогабаритных клиновидных ракетных двигателей находятся в стадии разработки и испытаний. Клиновоздушные двигатели имеют проблемы и недостатки, в том числе высокую сложность и стоимость, но их преимущества делают их весьма перспективными. В обозримом будущем они будут активно применяться, хотя и не заменят полностью классические сопловые двигатели Лаваля.

конструкция самолета — Почему реактивные двигатели не могут работать со сверхзвуковым воздухом и как они его замедляют?

В двух словах

Лопатка компрессора лучше всего работает при дозвуковом потоке. Сверхзвуковой поток создает дополнительные источники сопротивления, которых следует избегать, если важна эффективность. Таким образом, воздухозаборник должен замедлять воздух до числа Маха от 0,4 до 0,5. Обратите внимание, что высокая окружная скорость большой лопасти вентилятора по-прежнему будет означать, что его концы работают со скоростью около 1,5 Маха, но последующие ступени компрессора будут работать в дозвуковых условиях.

Возможен ГПВРД с топливом со сверхзвуковой скоростью фронта пламени и быстрым смешиванием топлива и воздуха. Если бы двигатель работал на обычном керосине, пламя задувалось бы как свеча, если бы внутренняя скорость полета была сверхзвуковой, и даже если бы пламегасители удерживали пламя на месте, большая часть сгорания происходила бы только после того, как топливно-воздушная смесь вышла. двигатель из-за медленного смешивания керосина и воздуха. При использовании водорода можно добиться стабильного горения даже в сверхзвуковом потоке. Из-за высоких скоростей полета возможно сжатие за счет каскада ударов, поэтому в прямоточных и ГПВРД не требуется движущихся турбомашин.

Предыстория: Максимальный нагрев воздуха

Все форсунки замедляют воздух на входе, чтобы увеличить давление воздуха. Это сжатие нагревает воздух, и для того, чтобы добиться сгорания, создающего тягу, этот нагрев должен быть ограничен. Если воздух нагревается выше прибл. 6000° К, добавление большего количества энергии приведет к диссоциации газа с небольшим дальнейшим увеличением тепла. Так как тяга создается за счет расширения воздуха при нагреве, горящий воздух, вступающий в процесс горения уже при 6000° К, не даст большой тяги. Если воздух поступает во впуск со скоростью 6 Маха, его нельзя замедлять ниже прибл. 2 Маха, чтобы еще добиться сгорания со значительным повышением температуры — вот почему в гиперзвуковых аппаратах используются ГПВРД.

Полное раскрытие: Кислород начинает диссоциировать уже при температуре от 2000° до 4000° К, в зависимости от давления, в то время как азот диссоциирует в основном при температуре выше 8000° К. Цифра 6000° К, приведенная выше, является грубым компромиссом для границы, где начинается добавление большего количества энергии. иметь все меньше и меньше смысла. Конечно, даже температура пламени 6000° К является проблемой для материалов камеры сгорания, и керамика с пленочным охлаждением обязательна.

Уравнение для температуры торможения воздуха $T_0$ показывает, насколько важна скорость полета $v$: $$T_0 = T_{\infty} \cdot \frac{v^2}{c_p} = T_{\infty } \cdot \left(1 + \frac{\kappa — 1}{2}\cdot Ma^2 \right)$$

$T_{\infty}$ – температура окружающей среды, $c_p$ – удельная теплоемкость при постоянном давлении и $\kappa$ – отношение удельных теплоемкостей. Для двухатомных газов (таких как кислород и азот) $\kappa$ равно 1,405. Температура увеличивается пропорционально квадрату скорости полета, поэтому при 2 Маха коэффициент увеличения тепла по сравнению с окружающей средой составляет всего 3,8, а при 6 Махах он становится 26,3. Даже при температуре воздуха 220° К воздух будет нагреваться до 5800° К, когда он идеально сжат в случае гиперзвукового аппарата, движущегося со скоростью 6 Маха. Заметим, что реальные процессы сжатия будут нагревать воздух еще больше из-за трения.

Сжатие с ударами

Сверхзвуковой поток замедляется повышением давления на пути потока. Поскольку «заблаговременное предупреждение» о том, что происходит, невозможно, это повышение давления является внезапным: давление скачет от фиксированного значения до более высокого фиксированного значения после скачка. Это называется шок. Энергия для повышения давления берется из кинетической энергии воздуха, поэтому после удара все остальные параметры (скорость, плотность и температура) принимают новые значения.

Воздухозаборник F-16 (источник изображения)

Самый простой амортизатор — прямой амортизатор. Это можно найти на передней части воздухозаборников Пито, таких как у F-16 (см. рисунок выше) в сверхзвуковом полете. Более распространены косые скачки уплотнения, наклоненные в соответствии с числом Маха свободного потока. Они происходят на передней и задней кромках, носовой части фюзеляжа и в целом на изменениях контура: всякий раз, когда что-то изгибает воздушный поток из-за его эффекта смещения, механизмом этого изгиба пути потока является косой толчок. 92$$
Обратите внимание, что ударная волна не влияет на касательную составляющую $v_t$! Уменьшается только нормальная составляющая. Теперь скорость $v_2$ по-прежнему сверхзвуковая, но ниже, чем $v_1$, поэтому слабый косой скачок давления вызывает незначительное повышение давления, плотности и температуры.

Угол косого скачка уплотнения определяется числом Маха перед скачком уплотнения.

Сверхзвуковые воздухозаборники

Слабые удары желательны, так как они вызывают лишь небольшие потери из-за трения. Впускные устройства Пито с их одиночными прямыми амортизаторами хорошо работают на низких сверхзвуковых скоростях, но несут более высокие потери при более высоких числах Маха. Как правило, впуск Пито является лучшим компромиссом на скоростях ниже 1,6 Маха. Если расчетная воздушная скорость выше, для эффективного торможения воздуха необходимы более сложные и тяжелые воздухозаборники. Это делается последовательностью слабых косых ударов и посредством клинового впуска. На снимке ниже показан воздухозаборник сверхзвукового авиалайнера Конкорд:

Впуск Concorde (источник изображения)

Постепенное увеличение угла клина вызывает каскад все более крутых наклонных толчков, которые постепенно замедляют движение воздуха. Цель конструкции состоит в том, чтобы расположить этот каскад ударов, вызванных клином сверху, таким образом, чтобы они ударялись о нижнюю впускную кромку. Это делается с помощью подвижного контура верхней геометрии впуска и/или кромки. Цель состоит в том, чтобы достичь равномерной скорости по всему сечению впуска и не тратить сжатый воздух на поток вокруг впуска. См. изображение воздухозаборника Eurofighter ниже для примера подвижной воздухозаборной кромки (которая, по общему признанию, в основном предназначена для увеличения площади захвата на малой скорости и для предотвращения отрыва потока даже при малом радиусе воздухозаборной кромки).

Воздухозаборник Eurofighter (источник изображения)

После того, как воздух войдет в воздухозаборник, он будет слегка сверхзвуковым и может быть дополнительно замедлен последним прямым ударом в самом узком месте воздухозаборника. После этого контур впуска постепенно расширяется, так что воздух замедляется без разделения. Для достижения этого требуется очень равномерный поток через область забора, и следует избегать даже небольшого возмущения, вызванного пограничным слоем чего-либо, что находится перед забором. Это достигается за счет разделительной пластины, которая хорошо видна на фотографиях воздухозаборников F-16 и Eurofighter. Разделительная пластина воздухозаборника Eurofighter даже перфорирована, чтобы отсасывать туда ранний пограничный слой.

Замедление потока на впуске приводит к значительному повышению давления: в случае Concorde при крейсерской скорости 2,02 Маха впуск вызывал повышение давления более чем в 6 раз, поэтому компрессору двигателя пришлось добавить «всего» в 12 раз, так что давление в камере сгорания четырех двигателей Olympus 593 в 80 раз превышало атмосферное давление (правда, это атмосферное давление составляло всего 76 мбар на крейсерской высоте 18 км).

Это увеличение давления означает, что сверхзвуковой воздухозаборник должен быть построен как сосуд под давлением, а прямоугольная поверхность воздухозаборника должна быть быстро изменена на круглое поперечное сечение ниже по потоку, чтобы сохранить низкую массу конструкции воздухозаборника.

Впуск на более высокой скорости

Увеличение скорости означает, что восстановление давления на впуске увеличивается пропорционально квадрату скорости полета: В случае впуска SR-71 на скорости 3,2 Маха давление на торце двигателя было уже почти в 40 раз выше, чем окружающее давление.