Scram jet

X-43A med en scramjet-motor plassert i bunnen.

Den supersoniske forbrenning ramjet , bedre kjent under sitt engelske navn scramjet , er en variant av en ramjet med den forskjellen at noe av eller hele forbrenningsprosessen utføres supersonisk. Ved høyere hastigheter er supersonisk forbrenning nødvendig for å maksimere effektiviteten til forbrenningsprosessen. Anslag for hastigheten til en scramjet-motor, uten ekstra oksidasjonsmiddelinngang, varierer mellom Mach 12 og Mach 24 ( omløpshastighet ). X -30i tester har den nådd en hastighet på 17 Mach, på grunn av problemer med typen forbrenning. Som kontrast er det raskeste av de konvensjonelle flyene, som bruker luft for løft, United States Air Forces Lockheed SR-71 ( turbojet + ramjet ) som når omtrent Mach 3,4.

Opprinnelse

Den opprinnelige ideen om hyperjet eller ramjet ble født på begynnelsen av 1900-tallet, i 1913 (patentdato) fra hendene til René Lorin . Denne franske ingeniøren legger det teoretiske grunnlaget, under den enkle termodynamiske syklusen til Brayton, kompresjon, forbrenning og ekspansjon, for det han kalte Thermopropulsive Nozzle . En reaktor som kunne nå hypersoniske hastigheter, utenkelig på den tiden.

To tiår senere, i 1933, gjenoppdaget René Leduc ideene til René Lorin, deretter Ramjet , kalt slik i Sovjetunionen , og ramjet i Frankrike, dukket opp som den ideelle reaktoren, med stor kraft, maksimal effektivitet og minimale produksjonskostnader. , fordi når de mekaniske delene forsvant, forble det som et rør, veldig enkelt å produsere. Men Ramjet har den ulempen at den ikke klarer å ta av på egen hånd. Et fly med en hypersonisk fremdrift av denne typen må akselereres av et annet til en minimumshastighet (Mach 3) eller være utstyrt med TBCC- eller RBCC-teknologi som kan hjelpe driften av Ramjet/Scramjet-motorene for å oppnå minimumsdriftsforholdene.

Et enkelt tomt rør

Den grunnleggende ideen til René Lorin var et rør som mens det absorberer luft, komprimerer det med det samme trykket som genereres av hastigheten og interiørets aerodynamiske design, så blir det forsynt med et drivstoff som reagerer med oksygen og forbrenning skaper ekspansjon , strømmen, som drev skipet. En "enkel" syklus med kompresjon, forbrenning og ekspansjon som gjør det mulig å nå svært høye hastigheter, uten noen bevegelig del som er nødvendig for kompresjon, og med svært høy ytelse. Siden den er mekanisk enkel, ligger den største kompleksiteten i dens aerodynamiske design, som alt avhenger av.

Skjematisk av en ramjet -motor .

Skjematisk av en scramjet-motor.

Vi kan se utformingen av en ramjet -reaktor , luften kommer inn med supersoniske hastigheter gjennom munningen av reaktoren og reduserer hastigheten til subsoniske nivåer ved hjelp av aerodynamisk diffusjon skapt av øya og diffusoren. Luft kommer inn i forbrenningskammeret og reagerer med drivstoffet, og genererer en utstrømning som, hvis den er større enn tilsiget, vil drive skipet. En av grensene for ramjet er at opp til hastigheter på Mach 3 virker den ikke, så den trenger andre drivmidler for å begynne å virke, men den er også begrenset i maksimal hastighet til Mach 6. Ramjet propeller kan ikke overskride denne grensen. Drivkraften er ikke lenger positiv, på grunn av friksjonen som genereres av retardasjonen som er nødvendig for forbrenning, kommer luften så varm at den ikke kan brennes med drivstoffet. Den eneste måten å unngå dette på er å ikke bremse innsugningsluften, og det er her X-43A sin scramjet kommer inn .

Scramjet ( supersonic combustion ramjet ), type reaktor til X-43A, reduserer ikke hastigheten på luften for forbrenningen, men dette gjøres gjennom den. Veldig rask forbrenning er nødvendig (hydrogen brukes vanligvis), men det skaper ikke problemet med friksjon, og grensehastigheten er ennå ikke sett, kanskje mach 20. Den er mekanisk veldig enkel, men ekstremt kompleks i aerodynamikk, enda mer enn ramjet . De tre eksemplene, med små forskjeller hver, som ble testet i testene til Hyper-X-prosjektet, har vært de første scramjet-flyene i aerodynamikkens historie, og deres fulle potensial har ennå ikke blitt sett.

Fordeler og ulemper med scramjets

Fordeler

1. Den trenger ikke bære oksygen.
2. Det er ingen roterende deler, noe som gjør det lettere å produsere.
3. Den har en høyere spesifikk impuls (endring i momentum per drivmiddelenhet) enn en konvensjonell motor, den kan gi mellom 1000 og 4000 sekunder, mens en rakett bare gir 600 sekunder eller mindre.
4. Høyere hastighet kan bety billigere tilgang til verdensrommet i fremtiden.

Kjøling og spesialmaterialer

I motsetning til en rakett som passerer vertikalt og raskt gjennom atmosfæren eller en turbojet eller ramjet som flyr med mye lavere hastigheter, flyr et luftdrevet hypersonisk kjøretøy optimalt på en "deprimert bane", og holder seg i atmosfæren i hypersoniske hastigheter. Fordi scramjets kun har middelmådige forhold mellom skyvekraft og vekt, vil akselerasjonen være begrenset. Derfor vil tiden i atmosfæren ved hypersonisk hastighet være betydelig, muligens 15-30 minutter. Som i atmosfærisk reentry , blir varmeisolering en formidabel oppgave. Tiden i atmosfæren vil være lengre enn for en typisk romkapsel , men mindre enn for romfergen .

Nyere materialer gir god høytemperaturisolasjon, men ofrer seg ofte i prosessen. Et alternativ kan være «aktiv kjøling», der en kjølevæske vil bli brukt som vil sirkulere gjennom huden på kjøretøyet og hindre den i å gå i oppløsning. Kjølevæsken er studert til å være selve drivstoffet på samme måte som moderne raketter bruker eget drivstoff og oksidasjonsmiddel som motorkjølevæske. Alle kjølesystemer legger vekt og kompleksitet til en lansering. Avkjøling av scramjets på denne måten kan resultere i økt effektivitet, ettersom varme tilføres drivstoffet før det kommer inn i motoren, men resultatet er økt kompleksitet og vekt som til slutt kan oppveie eventuelle forbedringer.

Motorvekt og effektivitet

Spesifikk impuls av forskjellige reaktorer

Ytelsen til en systemlansering er kompleks og svært avhengig av vekten. Kjøretøy er vanligvis utformet for å maksimere rekkevidde ( ), orbital radius ( ) eller massefraksjon av nyttelast ( ) for en gitt motor og drivstoff. Dette er resultatet av avveininger mellom motoreffektivitet (Fuel Takeoff Weight) og motorkompleksitet (Dry Takeoff Weight), som kan uttrykkes med følgende formel: $R$$R$$\Gamma$

$\Pi e}+\Pi f}+{\frac {1}{\gamma }}=1$

Hvor:

• $\Pie}={\frac {m_{\text{tom}}}{m_{\text{initial}}}}$er den tomme massefraksjonen, og representerer vekten av overbygningen, tankene og motoren.
• $\Pi​​f}={\frac {m_{\text{drivstoff}}}{m_{\text{initial}}}}$er drivstoffmassefraksjonen, og representerer vekten av drivstoff, oksidasjonsmiddel og andre materialer som forbrukes under oppskytningen.
• $\gamma ={\frac {m_{\text{initial}}}{m_{\text{nyttelast}}}}$er det innledende masseforholdet, og er det inverse av nyttelastmassefraksjonen. Dette representerer mengden nyttelast kjøretøyet kan levere til en destinasjon.

En scramjet øker massen til motoren for en rakett, og reduserer massen til drivstoffet . Det kan være vanskelig å avgjøre om dette vil resultere i en vektøkning (som vil være en større last levert til en destinasjon for en konstant avgang av kjøretøy). Logikken bak innsatsen med å kjøre en scramjet er (for eksempel) at drivstoffreduksjon reduserer totalmassen med 30 %, mens økt motorvekt legger til 10 % til total kjøretøymasse. Dessverre er usikkerheten ved beregning av massene eller effektivitetsendringer i et kjøretøy så stor at en litt annen antakelse om motoreffektivitet eller kommunikasjon kan gi gode grunner for eller mot å drive scramjet-kjøretøyer. $\Pie}$$\Pif}$$\gamma$

Videre må overføringen av den nye konfigurasjonen vurderes. Luftmotstanden til den totale konfigurasjonen kan betraktes som summen av motstanden til kjøretøyet ( ) og motstanden til installasjonsmotoren ( ). Det tradisjonelle oppsettet drag er resultatet av pylonene og koblet flyt på grunn av jetmotorene, og er en funksjon av gassposisjonen. $D$$D_{e}$

Derfor skrives det ofte slik:

$D_{e}=\phi e}F$ Hvor:

• $\phi​​e}$er tapskoeffisienten
• $F$er motorkraften

For et svært aerodynamisk integrert motorhus kan det være mer praktisk å tenke på ( ) som forskjellen i luftmotstand fra en kjent basekonfigurasjon. $D_{e}$

Den totale motoreffektiviteten kan representeres som en verdi mellom 0 og 1 ( ), når det gjelder den spesifikke impulsen til motoren: $\eta 0}$

$\mathrm {H} 0}={\frac {}{g_{0}V_{0}H_{PR}}}\cdot I_{SP}={\frac {\mbox{push energy }}{ \mbox{Kjemisk energihastighet}}}$

Hvor:

• $G_{0}$er akselerasjonen på grunn av tyngdekraften på bakkenivå
• $V_{0}$er hastigheten til kjøretøyet
• $I_{SP}$er den spesifikke impulsen
• $H_{PR}$er drivstoffet [varme [reaksjonen]]

Spesifikk impuls brukes ofte som effektivitetsenhet for raketter, siden det i tilfellet med raketten er en direkte sammenheng mellom spesifikk impuls, [drivstoff [spesifikt forbruk (skyvekraft) | spesifikt drivstofforbruk]] og eksoshastighet. Denne direkte sammenhengen er ikke generell strømimpuls for luftpustemotorer, og spesifikk for den er mindre brukt i litteraturen. Merk at for en luftpustemotor er både og en funksjon av hastighet. $\eta 0}$$I_{SP}$

Den spesifikke impulsen til en [rakett][]-motor verdier uavhengig av hastighet, og er vanlig mellom 200 og 600 sekunder (450S for romfergens hovedmotorer). Den spesifikke impulsen til en scramjet varierer med hastigheten, og reduseres ved høyere hastigheter, starter rundt 1200 e.Kr., selv om verdiene i litteraturen varierer.

For det enkle tilfellet med et ett-trinns kjøretøy, kan drivstoffmassefraksjonen uttrykkes som:

$\Pi{f}=1-\exp \left[-{\frac {\left({\frac {V_{initial}^{2}}{2}}-{\frac {V_{i } ^{2}}{2}}\right)+\int {g}\,dr}{\eta 0}h_{PR}\left(1-{\frac {D+D_{e}} {F} }\right)}}\right]$

Når dette kan uttrykkes fra [[fra et stadium til bane|Oversettelse av et enkelt trinn fra] bane] som:

$\Pi{f}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}r_{0}\left(1-{\frac {1}{2}}{\frac {r_ { 0}}{r}}\right)}{\eta 0}h_{PR}\left(1-{\frac {D+D_{e}}{F}}\right)}}\right ]$

o Atmosfærisk flynivå fra luftoppskyting ([missil[]]-flyging):

$\Pi​​f}=1-\exp \left[-{\frac {g_{0}R}{\eta​​0}h_{PR}\left(1-\phi​​e} \right){\frac {C_{L}}{C_{D}}}}}\right]$

Når er området , og beregningen kan uttrykkes i form av Breguet -områdeformelen : $R$

$\Pi{f}=1-e^{-BR}$

$B={\frac {g_{0}}{\eta​​0}h_{PR}\left(1-\phi​​e}\right){\frac {C_{L}}{C_ {D}}}}}$

Hvor:

• ${C_{L}}$er løftekoeffisienten
• ${C_{D}}$er luftmotstandskoeffisienten

Denne formuleringen er ekstremt enkel, og det har blitt antatt:

• etttrinns kjøretøy
• Det er ingen aerodynamisk løft for den transatmosfæriske løfteren

Imidlertid gjelder det ovennevnte generelt for alle motorer.

Nåtid og fremtid

Driftsskjema for Scramjet sammenlignet med en konvensjonell reaktor.

Fremtiden i NASAs tanker er muligheten for å redusere kostnadene til bærerakettene, thrustere som X-43A ville nå hastigheter som er tilstrekkelige til å overvinne jordens drag (Mach 10). Ved å redusere kostnadene ved oppskyting i bane, vil muligheten for å sende flere og større oppdrag være levedyktig, men i møte med denne fremtiden står vi med det endemiske problemet med ramjet, minimum tenningshastighet, og i tilfelle av et rom shuttle bruken er begrenset til atmosfæriske stadier, som professor Manuel Martínez Sánchez, professor ved MIT, sier " ...for å kunne bruke omgivelsesluften, er det nødvendig med en lang og jevn bane i atmosfæren, fordi de normale banene av raketter forlater det umiddelbart, og vi ville gå tom for oksygen før vår tid. Det innebærer løft, det vil si vinger som bærer vekten av skipet, og hvis jeg husker feil, er masseprosenten for disse vingene rundt 11 %. I tillegg må strukturen være i stand til å motstå enorme termiske flukser, for eksempel ved en re-entry. Dette skjer ikke med rakettoppskytere, av samme grunn som før, det vil si at når Mach-tall i størrelsesorden 6-8 er nådd og termiske problemer vil begynne, er raketten allerede ute av atmosfæren. " ^{[ referanse nødvendig ]}

Det eneste seriøse prosjektet til dags dato for utvikling av en skyttel med en vingestruktur og en lang startbane som kunne motstå hastigheter i størrelsesorden Mach 20 ved hjelp av scramjet-jetfly for å komme i bane var den mislykkede NASP (National Aerospace Plane) ). Luftfartsdrømmen om Reagan-administrasjonen på 1980-tallet som forsøkte å sette Tokyo fra New York på to timer og redusere kostnadene ved romfart. Men prosjektet mislyktes fordi de nødvendige teknologiene ikke fantes på den tiden, og i 1994 kuttet den amerikanske kongressen finansieringen til prosjektet. Hiper-X-programmet er arving etter dette, og X-43A er en demonstrasjon av at det er mulig.

Se også

• Jetmotor
• ramjet

Eksterne lenker

• Wikimedia Commons har en mediekategori for Scramjet .
• BBC: Scramjet
• Scramjet: Litt teori