Odrzutowiec!

X-43A z silnikiem scramjet umieszczonym na dole.

Naddźwiękowy silnik strumieniowy , lepiej znany pod angielską nazwą scramjet , jest odmianą silnika strumieniowego z tą różnicą , że część lub całość procesu spalania odbywa się naddźwiękowo . Przy wyższych prędkościach spalanie naddźwiękowe jest konieczne, aby zmaksymalizować wydajność procesu spalania. Prognozy prędkości silnika scramjet, bez dodatkowego wkładu utleniacza, wahają się między Mach 12 a Mach 24 ( prędkość orbitalna ). X- 30w testach osiągnął prędkość 17 Macha, ze względu na problemy w rodzaju spalania. Dla kontrastu, najszybszy z konwencjonalnych samolotów, które wykorzystują powietrze do unoszenia się, to Lockheed SR-71 ( turboodrzutowiec + silnik strumieniowy ) Sił Powietrznych Stanów Zjednoczonych, który osiąga około 3,4 Macha.

Początki

Pierwotny pomysł na hiperodrzutowiec lub silnik strumieniowy narodził się na początku XX wieku, w 1913 roku (data patentu) z rąk René Lorina . Ten francuski inżynier kładzie teoretyczne podstawy, pod prostym termodynamicznym cyklem Braytona, sprężaniem, spalaniem i rozprężaniem, dla tego, co nazwał dyszą termopędną . Reaktor, który mógł osiągać prędkości hipersoniczne, niewyobrażalne w tamtych czasach.

Dwie dekady później, w 1933 roku, René Leduc na nowo odkrył idee René Lorina, wtedy Ramjet , nazwany tak w Związku Radzieckim i strumieniowy we Francji, okazał się idealnym reaktorem, o dużej mocy, maksymalnej wydajności i minimalnych kosztach produkcji. , ponieważ gdy zniknęły części mechaniczne, pozostała jak rura, bardzo łatwa w produkcji. Ale Ramjet ma tę wadę, że nie jest w stanie samodzielnie wystartować. Samolot z naddźwiękowym napędem tego typu musi być przyspieszony innym do prędkości minimalnej (Mach 3) lub być wyposażony w technologię TBCC lub RBCC, która mogłaby wspomóc działanie silników Ramjet/Scramjet w celu uzyskania minimalnych warunków pracy.

Prosta pusta tuba

Podstawową ideą René Lorina była rura, która podczas pochłaniania powietrza spręża je takim samym ciśnieniem generowanym przez jego prędkość i aerodynamiczny kształt wnętrza, następnie zasilana jest paliwem, które reaguje z tlenem, a spalanie powoduje rozprężenie , przepływ, który napędzał statek. „Prosty” cykl sprężania, spalania i rozprężania, który pozwala na osiągnięcie bardzo dużych prędkości, bez jakiejkolwiek części ruchomej niezbędnej do sprężania i z bardzo wysoką wydajnością. Będąc mechanicznie prostym, największą złożonością jest jego aerodynamiczna konstrukcja, od której wszystko zależy.

Schemat silnika strumieniowego .

Schemat silnika scramjet.

Widzimy konstrukcję reaktora strumieniowego , powietrze wchodzi z prędkością ponaddźwiękową przez wylot reaktora i zmniejsza swoją prędkość do poziomów poddźwiękowych za pomocą dyfuzji aerodynamicznej wytworzonej przez wyspę i dyfuzor. Powietrze wchodzi do komory spalania i reaguje z paliwem, generując wypływ, który, jeśli jest większy niż dopływ, napędza statek. Jednym z ograniczeń silnika strumieniowego jest to, że do prędkości 3 Macha nie działa, więc potrzebuje innych materiałów pędnych, aby zacząć działać, ale jego maksymalna prędkość jest ograniczona do 6 Macha. Śmigła silnika strumieniowego nie mogą przekroczyć tego limitu. Ciąg nie jest już dodatni, z powodu tarcia generowanego przez spowolnienie niezbędne do spalania, powietrze dociera tak gorące, że nie może być spalone razem z paliwem. Jedynym sposobem na obejście tego jest nie spowalnianie wlotu powietrza i tu właśnie wkracza scramjet X-43A .

Scramjet ( naddźwiękowe spalanie strumieniowe ), typ reaktora X-43A, nie zmniejsza prędkości powietrza do spalania, ale odbywa się to za jego pośrednictwem. Niezbędne jest bardzo szybkie spalanie (zwykle stosuje się wodór), ale nie stwarza to problemu tarcia, a jego graniczna prędkość dopiero się pojawiła, być może 20 mach. silnik strumieniowy . Trzy egzemplarze, każdy z niewielkimi różnicami, które zostały przetestowane w testach projektu Hyper-X, były pierwszymi scramjetami w historii aerodynamiki, a ich pełny potencjał nie został jeszcze poznany.

Zalety i wady scramjetów

Zalety

1. Nie musi przenosić tlenu.
2. Nie ma części obrotowych, co ułatwia produkcję.
3. Ma wyższy impuls właściwy (zmiana pędu na jednostkę paliwa) niż silnik konwencjonalny, może zapewnić od 1000 do 4000 sekund, podczas gdy rakieta zapewnia tylko 600 sekund lub mniej.
4. Większa prędkość może w przyszłości oznaczać tańszy dostęp do przestrzeni kosmicznej.

Chłodnictwo i materiały specjalne

W przeciwieństwie do rakiety, która przelatuje pionowo i szybko przez atmosferę, czy turboodrzutowca lub silnika strumieniowego, który leci ze znacznie niższymi prędkościami, pojazd hipersoniczny napędzany powietrzem optymalnie leci po „obniżonej trajektorii”, pozostając w atmosferze z prędkością hipersoniczną. Ponieważ scramjety mają tylko przeciętny stosunek ciągu do masy, przyspieszenie byłoby ograniczone. Dlatego czas przebywania w atmosferze przy prędkości naddźwiękowej byłby znaczny, prawdopodobnie 15-30 minut. Podobnie jak w przypadku ponownego wejścia do atmosfery , izolacja cieplna staje się ogromnym zadaniem. Czas w atmosferze byłby dłuższy niż w przypadku typowej kapsuły kosmicznej , ale krótszy niż w przypadku promu kosmicznego .

Nowsze materiały zapewniają dobrą izolację w wysokich temperaturach, ale często poświęcają się temu procesowi. Alternatywą mogłoby być „aktywne chłodzenie”, gdzie zastosowano by płyn chłodzący, który krążyłby przez poszycie pojazdu zapobiegając jego rozpadowi. Płyn chłodzący jest uważany za samo paliwo w taki sam sposób, w jaki nowoczesne rakiety wykorzystują własne paliwo i utleniacz jako płyn chłodzący silnik. Wszystkie systemy chłodzenia zwiększają wagę i złożoność startu. Skramjety chłodzące w ten sposób mogą skutkować zwiększoną wydajnością, ponieważ ciepło jest dodawane do paliwa, zanim dostanie się ono do silnika, ale rezultatem jest zwiększona złożoność i waga, które ostatecznie mogą przewyższać wszelkie ulepszenia.

Masa i sprawność silnika

Impuls właściwy różnych reaktorów

Wydajność uruchomienia systemu jest złożona i w dużym stopniu zależna od jego wagi. Pojazdy są zazwyczaj projektowane tak, aby zmaksymalizować zasięg ( ), promień orbity ( ) lub ułamek masy ładunku ( ) dla danego silnika i paliwa. Jest to wynik kompromisu między wydajnością silnika (masa startowa paliwa) a złożonością silnika (masa startowa na sucho), którą można wyrazić następującym wzorem: $R$$R$$\Gamma$

${\ Displaystyle \ Pi e} + \ Pi f} + {\ Frac {1} {\ gamma}} = 1}$

Gdzie:

• ${\ Displaystyle \ Pie} = {\ Frac {m_ {\ tekst {pusty}}} {m_ {\ tekst {początkowy}}}}}$jest pustym ułamkiem masowym i reprezentuje masę nadbudówki, zbiorników i silnika.
• ${\ Displaystyle \ Pi​​ f} = {\ Frac {m_ {\ tekst {paliwo}}} {m_ {\ tekst {początkowy}}}}}$jest ułamkiem masowym paliwa i reprezentuje wagę paliwa, utleniacza i wszelkich innych materiałów zużywanych podczas startu.
• ${\ Displaystyle \ gamma = {\ Frac {m_ {\ tekst {początkowy}}} {m_ {\ tekst {ładowność}}}}}$jest początkowym stosunkiem masy i jest odwrotnością ułamka masy ładunku. Reprezentuje ilość ładunku, jaką pojazd może dostarczyć do miejsca docelowego.

Scramjet zwiększa masę silnika rakiety i zmniejsza masę paliwa . Może być trudno zdecydować, czy spowoduje to wzrost masy (która byłaby większym ładunkiem dostarczanym do miejsca przeznaczenia w celu stałego startu pojazdów). Logika stojąca za jazdą scramjet polega na przykład na tym, że redukcja paliwa zmniejsza całkowitą masę o 30%, podczas gdy zwiększona masa silnika dodaje 10% do całkowitej masy pojazdu. Niestety niepewność w obliczaniu mas lub zmian wydajności w pojeździe jest tak duża, że ​​nieco inne założenie wydajności silnika lub komunikacji może stanowić dobre powody za lub przeciw napędzaniu pojazdów scramjet. ${\ Displaystyle \ Pie e}}$${\ Displaystyle \ Pif}}$$\gamma$

Należy również wziąć pod uwagę przeniesienie nowej konfiguracji. Opór całej konfiguracji można traktować jako sumę oporu pojazdu ( ) i oporu silnika instalacyjnego ( ). Tradycyjny opór w konfiguracji wynika z pylonów i sprzężonego przepływu dzięki silnikom odrzutowym i jest funkcją położenia przepustnicy. $D$$D_{e}$

Dlatego często zapisuje się go jako:

${\ Displaystyle D_ {e} = \ phi e} F}$ Gdzie:

• $\phi​​e}$to współczynnik strat
• $F$jest ciąg silnika?

W przypadku wysoce aerodynamicznie zintegrowanego korpusu silnika wygodniejsze może być traktowanie ( ) jako różnicy oporu w stosunku do znanej konfiguracji podstawowej. $D_{e}$

Ogólną sprawność silnika można przedstawić jako wartość z zakresu od 0 do 1 ( ), w odniesieniu do impulsu właściwego silnika: ${\ Displaystyle \ eta 0}}$

${\ Displaystyle \ operatorname {H} 0} = {\ Frac {}{g_ {0}V_ {0}H_ {PR}}} \ cdot I_ {SP} = {\ Frac {\ mbox {energia pchania}} \mbox{Współczynnik energii chemicznej}}}}$

Gdzie:

• $G_{0}$jest przyspieszeniem grawitacyjnym na poziomie gruntu
• $V_{0}$to prędkość pojazdu
• ${\ Displaystyle I_ {SP}}$jest specyficzny impuls
• ${\ Displaystyle H_ {PR}}$jest paliwem [ciepło [reakcja]]

Impuls właściwy jest często używany jako jednostka sprawności dla rakiet, ponieważ w przypadku rakiety istnieje bezpośredni związek między impulsem właściwym [paliwo [zużycie jednostkowe (ciąg) | jednostkowe zużycie paliwa]] i prędkość spalin. Ta bezpośrednia zależność nie jest ogólnym impulsem prądowym dla silników powietrznych i specyficzna dla niej jest rzadziej stosowana w literaturze. Należy zauważyć, że w przypadku silnika oddychającego powietrzem oba i są funkcją prędkości. ${\ Displaystyle \ eta 0}}$${\ Displaystyle I_ {SP}}$

Impuls właściwy silnika [rakieta][] ma wartość niezależnie od prędkości i jest wspólny między 200 a 600 sekund (450S dla silników głównych promu kosmicznego). Specyficzny impuls scramjeta zmienia się wraz z prędkością, zmniejszając się przy wyższych prędkościach, począwszy od około 1200 roku n.e., chociaż wartości w literaturze różnią się.

W prostym przypadku pojazdu jednostopniowego ułamek masowy paliwa może być wyrażony jako:

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

Kiedy można to wyrazić z [[ze etapu na orbitę|Translacja pojedynczego etapu z] orbity] jako:

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

o Atmosferyczny poziom lotu od startu z powietrza (lot [Missile[]]):

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

When is the Range , a obliczenie można wyrazić w postaci wzoru na zakres Bregueta : $R$

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

${\ Displaystyle B = {\ Frac {g_ {0}} {\ eta 0} h_ {PR} \ lewo (1-\ phi e} \ prawo) {\ Frac {C_ {L}} {C_ {D}}}}}}$

Gdzie:

• ${\ Displaystyle {C_ {L}}}$jest współczynnikiem siły nośnej
• ${\ Displaystyle {C_ {D}}}$jest współczynnik oporu

To sformułowanie jest niezwykle proste i założono:

• pojazd jednostopniowy
• Nie ma windy aerodynamicznej dla podnośnika transatmosferycznego

Powyższe dotyczy jednak ogólnie wszystkich silników.

Teraźniejszość i przyszłość

Schemat działania Scramjet w porównaniu z konwencjonalnym reaktorem.

Przyszłość w umyśle NASA to możliwość obniżenia kosztów wyrzutni, silniki takie jak X-43A osiągałyby prędkości wystarczające do pokonania przyciągania Ziemi (10 Macha). Zmniejszając koszt wystrzelenia na orbitę, możliwość wysyłania większej liczby i większych misji byłaby realna, ale w obliczu tej przyszłości stajemy z endemicznym problemem silnika odrzutowego, minimalnej prędkości zapłonu, a w przypadku kosmosu wahadłowiec jego użycie jest ograniczone do etapów atmosferycznych, jak mówi profesor Manuel Martínez Sánchez, profesor na MIT: „ …aby móc korzystać z otaczającego powietrza, potrzebna jest długa i gładka trajektoria w atmosferze, ponieważ normalne trajektorie rakiet odlatuje natychmiast, a przed czasem zabraknie nam tlenu. Oznacza to nośność, czyli skrzydła, które utrzymują ciężar statku, a jeśli dobrze pamiętam, procent masy tych skrzydeł wynosi około 11%. Ponadto konstrukcja musi być w stanie wytrzymać ogromne strumienie cieplne, takie jak ponowne wejście. Nie dzieje się tak z wyrzutniami rakiet, z tego samego powodu, co wcześniej, tj. do czasu osiągnięcia liczby Macha rzędu 6-8 i wystąpienia problemów termicznych, rakieta jest już poza atmosferą. ” ^{[ potrzebne cytowanie ]}

Jedynym jak dotąd poważnym projektem budowy wahadłowca o konstrukcji skrzydeł i długiej ścieżce startu, który mógłby wytrzymać prędkość rzędu 20 Maców za pomocą odrzutowców scramjet, aby dostać się na orbitę, był nieudany NASP (National Aerospace Plane). ). Lotniczy sen administracji Reagana w latach 80., która starała się w dwie godziny przenieść Tokio z Nowego Jorku i obniżyć koszty podróży kosmicznych. Jednak projekt nie powiódł się, ponieważ w tym czasie nie istniały niezbędne technologie, aw 1994 roku Kongres USA odciął finansowanie projektu. Program Hiper-X jest spadkobiercą tego, a X-43A jest demonstracją, że jest to możliwe.

Zobacz także

• Silnik odrzutowy
• silnik strumieniowy

Linki zewnętrzne

• Wikimedia Commons posiada kategorię mediów dla Scramjet .
• BBC: Scramjet
• Scramjet: Trochę teorii