Scramjet

Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (рисунок художника).

«Ги́перзвуковой дви́гатель» (англ. Supersonic Combustion RAMJET - scramjet) - вариант Прямоточного Воздушно-Реактивного Двигателя («ПВРД»), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На бо́льших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избежать торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке. Оценки верхнего предела скорости гиперзвукового ПВРД («ГПВРД») без использования дополнительного окислителя различаются от 12 Махов («М») до 24 М. Исследования в рамках проекта «X-30» фирмы Роквелл в 80-х годах XX-го века установили верхнее значение работы ГПВРД равным 17 М в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолет со Сверхзвуковым Прямоточным Воздушно-Реактивным Двигателем («СПВРД»), такой как «SR-71» (англ. Black Bird, «Чёрный дрозд») компании Локхид, достигает скорости не выше 3.4 М из-за торможения воздушного потока в двигателе до дозвуковой скорости. Кроме этого, так как ГПВРД не использует окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а использует для этих целей атмосферный воздух, он обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя - удельным импульсом - по сравнению с любым из существующих ракетных двигателей.

Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из: имеющего сужение воздуховода, в котором поступающий воздух претерпевает сжатие из-за высокой скорости аппарата; камеры сгорания, где происходит сжигание топлива; сопла, через которое происходит выход выхлопного газа со скоростью, бо́льшей скорости поступающего воздуха, что и создает тягу двигателя. Опять же как и СПВРД, ГПВРД имеет мало движущихся частей или вовсе их лишен. В частности, в нем отсутствует высокоскоростная турбина, которая присутствует в турбореактивном двигателе («ТРД») и является одной из самых дорогих частей такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем при использовании.

Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке, поэтому, так же как и сверхзвуковой ПВРД, этот тип двигателя имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, равную примерно 7-8 М.^[1] Таким образом, аппарат с ГПВРД нуждается в другом способе ускорения до скорости, достаточной для работы гиперзвукового двигателя. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД должен иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолет «X-43» (Боинг/НАСА) имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолета, который разгонял этот аппарат до 7.8 М.

Гиперзвуковые аппараты имеют значительные проблемы, связанные с их весом и сложностью. Перспективность ГПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолета с таким двигателем, остаются неопределенными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были отменены до создания экспериментальных моделей. Для дополнительной информации смотрите также статью «Гиперзвуковой летательный аппарат».

История

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 полет и уже к 1960 году начали появляться предложения и проекты по полетам с гиперзвуковыми скоростями. За исключением проектов таких ракетопланов, как «X-15», специально спроектированных для достижения больших скоростей, скорости реактивных самолетов оставались в пределах 1-3 М.

В 50-х и 60-х создавались различные экспериментальные гиперзвуковые ПВРД, которые испытывались на земле. Применительно к гражданскому авиатранспорту, основной целью ГПВРД считалось скорее снижение эксплуатационных расходов, чем сокращение времени перелетов. Поскольку сверхзвуковые реактивные двигатели потребляют значительное количество топлива, авиалинии предпочитали дозвуковые широкофюзеляжные самолёты, а не сверхзвуковые самолёты (см. «Конкорд» и «Ту-144»). Прибыльность использования последних была едва заметна, а убыточность полетов Конкорда «Бритиш Эйрвейз» за время его эксплуатации в среднем составила 40%^[2] (без учета субсидирования полетов государством). Одной из основных черт военных самолетов является достижение наибольшей маневренности и скрытности, что противоречит аэродинамике гиперзвукового полета. В период 1986-1993 гг в США была предпринята серьезная попытка создания одноступенчатой космической системы «X-30» (фирма Роквелл, проект NASP, англ. National Aero-Space Plane) на базе ГПВРД, но она потерпела неудачу. Тем не менее, концепция гиперзвукового полета 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 полете со скоростью 10 М с использованием ракетного ускорителя для получения нужной 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 опций гиперзвукового полета. Другие страны - такие как Великобритания, Австралия, Франция, Россия и Индия - также имеют свои программы исследований. Также следует отметить, что на 2009 год не было произведено ни одного "рабочего" аппарата с гиперзвуковым ПВРД, все имеющиеся и испытываемые модели создаются в рамках экспериментов по их исследованию.

В России разработкой подобных систем занимается Центральный институт авиационного моторостроения имени П. И. Баранова, расположенный в г. Москве и Лыткарино. В 1970-х годах начались работы по созданию ГПВРД и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) «Холод»^[3] на базе ракеты ЗРК «С-200», на которой было проведено уникальное летное испытание в Казахстане ГПВРД на скорости M=5,7. На данный момент институт ведёт работы по перспективной ГЛЛ «Игла» («Исследовательский Гиперзвуковой Летательный Аппарат» «Холод-2» с СПВРД).^[4]

Есть несколько требований в отношении того, в каком порядке должен быть продемонстрирован рабочий ГПВРД, чтобы он был признан "первым" рабочим двигателем, а именно, должно было быть продемонстрировано:

• сверхзвуковое сгорание при наземных испытаниях;
• требуемая тяга при наземных испытаниях;
• сверхзвуковое сгорание или получение тяги при наземных испытаниях с использованием реального топлива в аэродинамической трубе при рабочей скорости потока воздуха;
• сверхзвуковое сгорание при летных испытаниях;
• требуемая тяга при летных испытаниях.

Проблема усложняется обнародованием, зачастую только частичным, ранее засекреченных материалов по экспериментам, которые сохраняются в секрете, но по которым тем не менее делаются утверждения о получении работоспособных вариантов 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 стран и организаций, имеют законные основания утверждать, что были "первыми".

Сравнительное описание

ГПВРД является типом двигателя, который предназначен для работы на больших скоростях, которые более характерны для ракет, чем для самолетов. Основное отличие аппарата с таким двигателем от ракеты состоит в том, что он не несет на себе окислитель для работы двигателя, используя в этих целях атмосферный воздух. Более обычные самолеты с Прямоточными Воздушно-Реактивными (ПВРД), ТурбоРеактивными (ТРД), Двухконтурными ТурбоВентиляторными (ДТВД) и ТурбоВинтовыми (ТВД) типами двигателей имеют то же свойство использовать атмосферный воздух, но их применение ограничено дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

Турбинные двигатели эффективны для использования при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, но быстро становятся бесполезными при росте скорости выше 2 М. По мере того как воздух попадает в компрессор, его давление и температура возрастают, которые растут вместе со скоростью. Высокие температуры нежелательны, так как они могут вызвать расплавление и разрушение двигателя и это также снижает его эффективность из-за бо́льшей температуры смеси воздуха и топлива, которая попадает в камеру сгорания (см. закон Гесса). С ростом скорости, доступная для использования энергия уменьшается как квадрат скорости в числах Маха. Наибольшая рабочая скорость двигателя может быть увеличена путем охлаждения попадающего в воздухосборник газа и путем комбинирования схемы с использованием форсажных камер и гибридных ТРД/ПВРД.

Самолеты с ПВРД легче конструировать по той причине, что такой двигатель оказывает меньшее сопротивление проходящему воздуху (трение) и содержит меньше частей, которые должны функционировать при высокой температуре. В силу меньшего трения ПВРД может обеспечить бо́льшие скорости, но из-за необходимости поступления больших объемов воздуха в воздуховод без помощи компрессора скорость такого самолета не может быть меньше 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 - ударная волна при торможении газа, поступающего при сверхзвуковой скорости, приводит к росту трения, которое, наконец, становится невозможно скомпенсировать тягой двигателя. Также как и в случае с турбинными двигателями, этот процесс сопровождается ростом температуры, что снижает эффект от сжигания топлива. Для сохранения производительности двигателя необходимо принятие мер по снижению в нем трения и температуры. В зависимости от успешности таких конструкторских решений, а также от типа используемого топлива, верхний предел скорости самолета с СПВРД составляет 4-8 М.

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 воздуха, добавление в него топлива и сжигание смеси, что еще более поднимает температуру и давление газа, а вторая воронка формирует сопло, через которое происходит расширение результатов горения с созданием тяги. Такая схема позволяет ГПВРД исключить сильное трение и низкую эффективность сгорания при его использовании на скоростях более 8 М, что достигается путем 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 (см. закон Гесса). Основная сложность такой схемы состоит в том, что топливо должно быть смешано и сожжено за крайне короткое время и в том, что любая ошибка в геометрии двигателя приведет к большому трению. Расположение ГПВРД под телом аппарата предназначено для конвертирования силы трения в подъемную силу и создания дополнительной подъемной силы, используя выхлоп двигателя. Это формирует подъемную силу при гиперзвуковом полете и определяет внешний вид этих самолетов.

Теория

Любой гиперзвуковой ПВРД имеет инжекторы топлива, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает приходящий поток воздуха. Иногда в двигатель также включают стабилизатор 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) при скорости 7 Махов.

В случае ГПВРД кинетическая энергия поступающего воздуха, поступающего в двигатель, является большой по сравнению с выделяемой энергией при экзотермическом взаимодействии топлива и окислителя из воздуха. При скорости 25 М тепло, выделяемое при сгорании топлива, составляет около 10% от общей энтальпии потока. Вне зависимости от используемого топлива, кинетическая энергия воздуха и теоретическая полезная энергия тепла от сгорания будут равняться друг другу примерно при скорости 8 М. 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 порождения тяги. Это накладывает 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 КPa (0.2-2 атм) и при этом под давлением понимается:

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

где q - динамическое давление; ρ (ро) - плотность; v - скорость. Для того, чтобы поддерживать скорость сгорания постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это является проблематичным, так как системы управления воздушным потоком в таком двигателе невозможны, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД 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 проблемой. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атм 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. Турбуленция 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 завершения сгорания.

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 1 М, то двигатель "глохнет", порождая ударные волны, которые при экспериментах хорошо заметны невооруженным глазом. Внезапное замедление потока воздуха в двигателе может привести к ускорению сгорания в КС, что способно вызвать разрушение 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 6-8 М.^[6] Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях 3-6 М^[7] и имеют более низкое значение предельной скорости, используя дозвуковое сгорание по типу СПВРД.

Высокая стоимость летных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковых самолетов. Наземные испытания в основном сосредоточены на частичном моделировании условий полета и производились в криогенных установках, газодинамических установках на базе ракетных двигателей, ударных тоннелях и плазмогенераторах, но все они лишь приближенно моделируют реальный полет.^[8][9] Только 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 все еще остается малоизученной областью ВГГ. Кроме этого, моделирование кинетически-ограниченного сгорания с участием таких быстрореагирующих топлив, как водород, требует значительных вычислительных ресурсов. 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 успешном выполнении полетов с использованием ГПВРД. Но так как эти результаты не были публично обнародованы, они остаются неподтвержденными и окончательный дизайн гиперзвукового самолета остается неопределенным.

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

Специальное охлаждение и материалы

В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолета, 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 мин 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 хладогент принудительно циркулирует в "теплонапряженных" частях корпуса, отводя повышенную температуру от корпуса и предотвращяя 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

Производительность космической системы в основном связана с ее стартовым весом. Как правило, аппарат проектируется с целью максимизировать радиус действия (R), высоты орбиты (R) или с целью максимизировать долю массы полезной нагрузки (Γ) 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:

$\Pi_e+\Pi_f+\frac{1}{\Gamma}=1$,

где $\Pi_e=\frac{m_{empty}}{m_{initial}}$ - доля массы без топлива, которая имеет в своем составе всю конструкцию, включая топливные баки и двигатели; $\Pi_f=\frac{m_{fuel}}{m_{initial}}$ - доля массы топлива и окислителя, если последний используется, также масса тех материалов, которые будут расходованы в ходе полета и предназначены исключительно для осуществления этого полета; $\Gamma=\frac{m_{initial}}{m_{payload}}$ - первоначальное соотношение масс, которое является обратной величиной к доставляемой по назначению доле полезной нагрузки («ПН»). Использование ГПВРД увеличивает массу двигателя Π_e по сравнению с ракетой и уменьшает долю топлива Π_f. Поэтому тяжело решить, какая из используемых систем будет иметь преимущество и даст меньшее значение Γ, что означает увеличение полезной нагрузки при той же стартовой массе. Сторонники ГПВРД утверждают, что уменьшение стартовой массы за счет топлива составит 30%, а увеличение за счет добавления гиперзвукового ПВРД составит 10%. К сожалению, неопределенность 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, при этом необходимо учитывать сопротивление воздуха или трения измененной конфигурации. Трение аппарата может рассматриваться как сумма трения самого аппарата (D) и трение установленного ГПВРД (D_e). Трение установки традиционно получается из трения пилонов и потока в самом двигателе, которое может быть записано в виде понижающего тягу коэффициента:

D_e = φ_eF,

где φ_e - множитель, учитывающий потери на сопротивление воздуха и F - тяга двигателя без учета трения. Если ГПВРД интегрирован в аэродинамическое тело аппарата, можно считать, что трение двигателя (D_e) является разницей от трения базовой конфигурации аппарата. Общая эффективность двигателя может быть представлена в виде значения в интервале от 0 до 1 (η₀) в терминах удельного импульса («УИ»):

Удельный импульс различных типов двигателей при различных значениях скорости.

$\eta_0=\frac{g_0V_0}{h_{PR}}\cdot I_{sp}=\frac{E_{thrust}}{E_{chem}}$,

где g₀ - ускорение свободного падения на земной поверхности; V₀ - скорость аппарата; I_sp - УИ; h_PR - температура горения топлива; E_thrust - результирующая тяга и E_chem - 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 самолетных двигателей и здесь следует отметить также, что в данном случае η₀ и I_sp 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, имея максимальное значение 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 следущим образом:

$\Pi_f=1-exp\left[-\frac{\left(\frac{V_{initial}^2}{2}-\frac{V_i^2}{2}\right)+\int{g}\,dr}{\eta_0h_{PR}\left(1-\frac{D+D_e}{F}\right)}\right]$,

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

$\Pi_f=1-exp\left[-\frac{g_0r_0\left(1-\frac{1}{2}\frac{r_0}{r}\right)}{\eta_0h_{PR}\left(1-\frac{D+D_e}{F}\right)}\right]$

или в случае самолетного полета с постоянной скоростью и высотой:

$\Pi_f=1-exp\left[-\frac{g_0R}{\eta_0h_{PR}\left(1-\phi_e\right)\frac{C_L}{C_D}}\right]$,

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

$\Pi_f=1-exp\left[{-BR}\right]$, где радиус Бреге́ -

$B=\frac{g_0}{\eta_0h_{PR}\left(1-\phi_e\right)\frac{C_L}{C_D}}$

и C_L - коэффициент подъёмной силы и C_D - коэффициент аэродинамического сопротивления (более подробно - англ. Drag coefficient). Последняя достаточно простая формула^[10] допускает реализацию одноступенчатой космической системы.

Простота конструкции

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

Необходимость дополнительной двигательной системы

Гиперзвуковой самолет не может произвести достаточно тяги до тех пор, пока не будет разогнан до скорости равной приблизительно 5 М, хотя в зависимости от конструкции, как упоминалось выше, возможен вариант гибридного СПВРД/ГПВРД, который может работать на ме́ньшей скорсоти. Тем не менее, самолет с горизонтальным взлетом должен быть оснащен дополнительными ТРД или ракетными ЖРД для взлета и начального набора высоты и разгона. Также необходимо будет топливо для этих двигателей со всеми необходимыми им системами. Так как вариант с тяжелыми ТРД не сможет разогнаться до скорости выше 3 М, другой способ ускорения должен быть выбран в этом диапазоне скоростей, а именно сверхзвуковые СПВРД или ракетные ЖРД. Они также должны будут иметь свое топливо и системы. Вместо этого, для первоначальной стадии полета существуют предложения использования первой ступени в виде твёрдотопливного ракетного ускорителя, от которого избавляются после набора скорости.

Сложность испытаний

В отличие от реактивных и ракетных двигательных систем, которые могут быть испытаны на земле, испытания гиперзвуковых самолетов 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.

Смотри также

• Гиперзвуковой летательный аппарат
• Скорость звука
• Число Маха
• Сверхзвуковая скорость
• Гиперзвуковая скорость
• Rockwell X-30
• X-43A
• X-51
• Одноступенчатая космическая система (en)

Внешние ссылки

• Прямоточные реактивные двигатели
• Billig, FS "SCRAM-A Supersonic Combustion Ramjet Missile", AIAA paper 93-2329, 1993.
• HyShot - The University Of Queensland
• ABC's The Lab - The 2002 Hyshot launch.
• Latest results от 24 марта 2006 года QinetiQ "HyShot".
• French Support Russian SCRAMJET Tests.
• A Burning Question. American Scientist.
• Hypersonic Scramjet Projectile Flys in Missile Test. SpaceDaily.
• NASA website for National Hypersonics Plan
• NASA's X-43A
• University of Queensland Centre for Hypersonics
• Variable geometry inlet design for scram jet engine. US Patent & Trademark Office. Проверено 7 октября 2005.
• Airbreather's Burden. Why airbreathing isn't necessarily very good for reaching orbit. Проверено 27 декабря 2005.
• Australian Scientists about to make the break through.
• The break through.
• BBC: Scramjet
• Scramjet combustor development-PDF file

Примечания

1. ↑ The Space Show: Broadcast 329 April 21st, 2005 Dr. Allan Paull
2. ↑ Сверхзвуковой самолет «Конкорд»: ЧаВо (en)
3. ↑ ГЛЛ «Холод»
4. ↑ ГЛЛ-ВК «Игла»
5. ↑ Гиперзвуковые самолеты (en)
6. ↑ Paull, A.; Stalker, R.J., Mee, D.J. (1995). "Эксперименты по сверхзвуковому сгоранию с ПВРД в аэродинамической трубе. (en)". Jfm 296: 156-183.
7. ↑ Р.Т. Воланд, А.Х. Ослендер, М.К. Смарт, А.С. Рудаков, В.Л. Семенов, В. Копченов "Полеты гиперзвукового самолета ЦИАМ/НАСА на скоростях 6.5 Махов" (en), AIAA-99-4848.
8. ↑ Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов в электродуговой плазменной установке. (en)
9. ↑ Брошюра центра в Ленгли испытаний гиперзвуковых самолетов на газодинамический установке с тепловой накачкой. (en)
10. ↑ Гиперзвуковой самолет (en.wiki)