68. На пути к гиперзвуку. История освоения гиперзвуковых скоростей

1. Введение

2. Описание Х-1

3. Гиперзвуковой двигатель

4. Строение

5. Принцип работы

6. Характеристика потока

7. Проблемы ГПВРД

8. Русский изобретатель

9. Вывод

10. Заключение

11. Литература

Введение

К середине Второй Мировой Войны пришла эра реактивной авиации. Началась борьба за сверхзвук. Первый в мире реактивный самолет - МЕ-163А «КОМЕТ». Но он был неэффективен в реальном бою из-за очень малого радиуса действия. Будущее оказалось за турбореактивными двигателями. 

1943 год - американская компания Bell приступает к созданию самолета Х-1, рассчитанного на преодоление скорости звука. Х-1 крепился к бомбардировщику В-29 и отделялся от него на большой высоте. 14 октября 1947 года Чак Игер на Х-1 преодолел звуковой барьер. Дорога к исследованию сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей была открыта. Это было начало эпохи развития ГПРВД — гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

В начале 60-х годов СССР и США приступили к созданию самолетов, способных лететь с трехкратной скоростью звука. США и СССР создали два уникальных летательных аппарата: стратегический разведчик SR 71 A BLACK BIRD, который в 1976 году - достиг скорости 3539 км/ч, и в СССР истребитель-перехватчик Миг-25, который в 1967 году развил скорость 2920 км/ч. 

В начале 70-х годов высокие скорости начинает осваивать пассажирская авиация. 31 декабря 1968 года состоялся первый полет сверхзвукового пассажирского самолета. В 1973 г. его предсерийный образец показан на авиационной выставке в Ле-Бурже. ТУ-144 мог летать с пассажирами со скоростью 2500 км/ч, на дальность свыше 3000 км. 

ТРД не развивает тягу, достаточную для разгона самолета до гиперзвуковой скорости. Поэтому был разработан новый ГПВРД, который эффективен вплоть до скоростей в 10-15 скоростей звука. В 2004 году с летящего на высоте 12 км. В-52 стартовал беспилотный аппарат Х-43А, и на нем была достигнута скорость в 9,8 М, - 11263 км/ч. На такой скорости путешествие из Москвы в Нью-Йорк заняло бы 41 минуту. Перспективной является еще одна разработка США - FALCON, которая представляет собой самолет-носитель и гиперзвуковой планер с развиваемой скоростью 10М. Учитывая сложность технических проблем создание полномасштабной системы планируется не ранее 2030 года. 

Из всех государств мира Россия обладает необходимым научно-техническим заделом, позволяющим составить конкуренцию США. Ведь именно в России был совершен первый летный эксперимент с ГПВРД под названием «Холод». На последних международных аэрокосмических салонах МАКС Россия демонстрировала несколько перспективных проектов гиперзвуковых аппаратов - «летающих лабораторий». 

Как показывает краткий исторический анализ, любая новая техника, прежде всего, проявляется в расчете на реализацию военных целей. В современных условиях требуется оружие быстрое, точное и не вызывающее ненужных жертв и разрушений. Таким оружием могут стать гиперзвуковые авиационные системы нового поколения, однако для реализации этих систем требуются определенные, так называемые критические инновационные технологии.

Исторический анализ подтверждает, что только на основе разработанных и освоенных критических технологий можно создавать ГЛА различного назначения, не только военного, но и гражданского, которые станут образцами авиационно-космической техники XXI в. и позволят приступить к активному использованию области гиперзвуковых скоростей полета с числами Маха 5–15 в диапазоне высот 18–45 км. 

Описание Х-1 

Расчётная скорость полёта самолёта  Х-1 на высоте 24 400 м составляла 2720 км/час. В 1946 г. был построен первый экземпляр самолёта Х-1, имевший обозначение Х5-1. Экспериментальный ракетный самолёт Bell Х-1 представляет собой свободнонесущий цельнометаллический моноплан. Крыло самолёта прямое, с обрезанными концами и с относительной толщиной 8 %. На концевых частях крыла расположены обычные элероны, а между фюзеляжем и элеронами — посадочные щитки. Обшивка крыла изготовлена из дюралевых плит толщиной более 12,7 мм у корня и около 3,2 мм на концах. Для уменьшения вибраций при больших скоростях для самолёта спроектированы специальные демпферы. Конструкция самолёта рассчитана на перегрузки от +18 g до —10 g. Фюзеляж овального сечения, цельнометаллический, с герметической кабиной лётчика. Вход в кабину расположен с правой стороны перед крылом. Фонарь кабины не выступает из обводов фюзеляжа. По верху фюзеляжа от основания киля до фонаря проходит гребень. Хвостовое оперение, как и крыло, не имеет заметной стреловидности. Свободнонесущий стабилизатор с относительной толщиной 6 % установлен на 1/3 высоты киля с таким расчётом, чтобы вывести его из зоны турбулентности за крылом. Угол установки стабилизатора может изменяться в полёте при помощи винтового подъёмника. Рули высоты и направления имеют балансировку, а на руле направления, кроме того, установлен триммер.

Гиперзвуковой двигатель

Гиперзвуковой двигатель» (англ. Supersonic Combustion RAMJET — scramjet) — вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На больших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избежать торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке. Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается вМ=12—24. Исследования в рамках проекта «X-30» фирмы Роквелл в 80-х годах XX-го века установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М=17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолет со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД) «SR-71» (англ. Black Bird, «Чёрный дрозд») компании Локхид достигает скорости не выше М=3,4 из-за торможения воздушного потока в двигателе до дозвуковой скорости. Кроме этого, так как ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, он обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с любым из существующих ракетных двигателей.

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, примерно равную М=7—8. Таким образом, аппарат с ГПВРД нуждается в другом способе ускорения до скорости, достаточной для работы гиперзвукового двигателя.

Строение

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.

Принцип работы

До того как летательный аппарат с ГПВРД достигнет желаемых скоростей, его двигатель должен последовательно пройти через несколько режимов работы. Для разгона до скоростей порядка 3 Махов можно использовать одну из нескольких возможностей – к примеру, дополнительные газотурбинные двигатели либо же ракетные ускорители (как внутренние, так и внешние).

На скорости 3–4 Маха ГПРВД перестраивается с режима низкоскоростной тяги на такой режим, когда в двигателе формируются устойчивые скачки уплотнения, создающие на входе в камеру сгорания один или несколько участков воздушного потока на дозвуковой скорости. В традиционном ПВРД это обеспечивают воздухозаборник и диффузор – они снижают скорость потока до уровня ниже скорости звука за счет увеличения площади диффузора, таким образом на дозвуковых скоростях можно достичь полного сгорания смеси.

За камерой сгорания расположено суживающееся-расширяющееся сопло, которое и выдает необходимую тягу. В ГПРВД на выходе из камеры происходит «газовое тепловое дросселирование», которое не требует реального геометрического сужения сопла. Это сужение потока формируется благодаря смешиванию газов с воздухом и точно выверенному распределению потоков.

Пока самолет с ГПВРД на собственной тяге разгоняется от 3 до 8 Махов, в диапазоне от 5 до 7 Махов двигатель переходит на другой режим. Это переходный момент, когда двигатель работает и как традиционный ПВРД, и как гиперзвуковой. Рост температуры и давления в камере сгорания замедляется. В результате для нормальной работы становится достаточной более короткая зона предварительного сжатия. Скачки уплотнения сдвигаются от горловины воздухозаборника ближе к входу камеры сгорания.

Когда скорость переваливает за 5 Махов, режим сверхзвукового горения обеспечивает уже более высокую тягу, поэтому специфика двигателя требует, чтобы режим ГПВРД использовался до тех пор, пока аппарат не достигнет скорости в 5–6 Махов. На пороге примерно в 6 Махов торможение воздушного потока к дозвуковым скоростям приводит местами к почти полной его остановке, что вызывает резкие скачки давления и теплопередачи. Где-то в интервале между 5 и 6 Махами появление этих симптомов может служить сигналом для перехода на режим чистого ГПВРД. Когда скорость переваливает за 7 Махов, процесс сгорания уже не способен разделять воздушный поток, и двигатель начинает работать в режиме ГПВРД без скачков уплотнения перед камерой сгорания. Ударные волны от воздухозаборника распределяются вдоль всего двигателя. На скоростях выше 8 Махов законы физики требуют сверхзвукового режима сгорания, поскольку двигатель уже не сможет выдерживать давлений и температур, которые возникли бы при торможении воздушного потока до дозвуковых скоростей.

При работе ГПВРД на скоростях от 5 до 15 Махов встает несколько технических проблем. Это сложности смешивания горючего с воздухом, борьба с тепловыми перегрузками двигателя, в частности с перегревом всех передних кромок воздухозаборника. Для полетов на гиперзвуковых скоростях требуются особые конструкции и материалы.

Когда скорость впрыскиваемого горючего уравнивается со скоростью влетающего в камеру сгорания воздушного потока, а это происходит на скоростях около 12 Махов, смешивание горючего с воздухом становится весьма затруднительным. При еще более высоких числах Маха огромные температуры в камере сгорания вызывают распад молекул и их ионизацию. Эти процессы, накладываясь на и без того сложную картину воздушного потока, где происходит сверхзвуковое перемешивание, взаимодействие камеры сгорания с каналом воздухозаборника и действуют законы горения, делают почти невозможным расчет газовых потоков, режима подачи топлива и теплового баланса камеры сгорания.

В ходе гиперзвукового полета нагрев двигателя летательного аппарата зависит не только от работы камеры сгорания – свой вклад вносят и другие системы: насосы, гидравлика, электроника. Системы управления теплообменом в гиперзвуковых летательных аппаратах в основном сконцентрированы на двигателе, поскольку именно он испытывает максимальные тепловые нагрузки. Двигатель вообще создает много проблем – зона реактивного потока отличается огромными термическими, механическими и акустическими нагрузками, а плюс ко всему она заполнена исключительно коррозионно активной смесью из раскаленных продуктов сгорания и кислорода.

Если двигатель не охлаждать, температура камеры сгорания перевалит за 2760 градусов Цельсия, а это выше, чем точка плавления для большинства металлов. К счастью, с проблемой высоких температур удается справиться путем активного охлаждения, правильного подбора материалов и разработкой специальных высокотемпературных конструкций.

Схема устройства ПВРД на жидком топливе.

1. Встречный поток воздуха;

2. Центральное тело.

3. Входное устройство.

4. Топливная форсунка.

5. Камера сгорания.

6. Сопло.

7. Реактивная струя.

Характеристики потока

В то время как определение гиперзвукового потока достаточно спорно по причине отсутствия четкой границы между сверхзвуковым и гиперзвуковым потоками, ГПВРД может характеризоваться определенными физическими явлениями, которые уже не могут быть игнорированы при рассмотрении, а именно:

• тонкий слой ударной волны;
• энтропийный слой;
• вязкое взаимодействие;
• высокотемпературный поток.

По мере увеличения скорости и соответствующих чисел Маха, плотность позади ударной волны также увеличивается, что соответствует уменьшению объема сзади от ударной волны благодаря сохранению массы. Поэтому, слой ударной волны, то есть объем между аппаратом и ударной волны становится тонким при высоких числах Маха, создавая тонкий приграничный слой вокруг аппарата.

Энтропийный слой

По мере увеличения чисел Маха, также увеличивается диссипация газа через слой ударной волны, что приводит к сильному градиенту энтропии и вихревому потоку, который смешивается с приграничным слоем.

Вязкое взаимодействие

Часть большой кинетической энергии, заключенной в воздушном потоке, при больших числах Маха преобразуется во внутреннюю энергию за счет вязкого взаимодействия. Увеличение внутренней энергии реализуется в росте температуры. Так как градиент давления, направленный по нормали к потоку в пределах приграничного слоя, приблизительно равен нулю для низких и умеренных чисел Маха, увеличение температуры приводит к уменьшению плотности. Таким образом, приграничный слой поверх аппарата растет и, как часто бывает, может слиться с тонким слоем ударной волны.

Высокотемпературный поток

Высокие температуры вызывают неравновесные химические свойства потока, которые заключаются в диссоциации молекул и ионизации атомов, что приводит к конвекции и радиационному теплообмену. 

Проблемы ГПРВД

* В случае ГПВРД кинетическая энергия воздуха, поступающего в двигатель, является большой по сравнению с выделяемой энергией при экзотермическом взаимодействии топлива и окислителя из воздуха. При скорости М=25 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 М=8. 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.

* 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, большей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. Потоки топлива образуют сеткоподобную структуру в проходящем потоке воздуха. Высокая турбулентность из-за большей 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 М=1, то двигатель «глохнет», порождая ударные волны, при экспериментах хорошо заметные 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 М=6—8. Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях М=3—6 и имеют более низкое значение предельной скорости.

 Высокая стоимость лётных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковых самолётов. 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. Только в последнее время в вычислительной гидрогазодинамике 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. Тем не менее, эта область все еще остается малоизученной областью. 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.

А теперь скажем несколько слов о том, кто внес свой вклад в развитие ГПВРД.

Русский изобретатель

Игорь Алексеевич Меркулов

Игорь Алексеевич Меркулов (1913-1991гг.) работал в ракетной технике с 1932г. - в ГИРДе, РНИИ, заводе "Авиахим", институте двигателей Академии Наук СССР и др.  И.А.Меркулов работал конструктором 3-й бригады, руководимой Ю.А.Победоносцевым, участвовал в проектировании и летных испытаниях первых в мире воздушно-реактивных двигателей, установленных на артиллерийских снарядах. В 1939 г. Игорь Алексеевич спроектировал авиационные воздушно-реактивные двигатели прямоточного типа. В 1939-1940 гг. двигатели успешно прошли летные испытания, показав свою работоспособность и полную безопасность в эксплуатации. Испытания этих реактивных двигателей явились первыми в мире летными испытаниями авиационных прямоточных воздушно-реактивных двигателей. И.А.Меркулов один из создателей первого советского форсированного турбо-реактивного двигателя (ТРД) (1945-1946гг.), автор теории форсирования воздушно-реактивные двигатели (1951 г.) Автор теоремы об эквивалентности массы и энергии при формировании тяги воздушно-реактивные двигатели (1965 г.) Установил критерии параметрической оптимизации ионных ракет (1962 г.) Автор 60 научных работ по ракетодинамике, теории реактивных двигателей и истории ракетной техники. Один из организаторов и руководителей Комитета космонавтики ДОСААФ СССР. Организатор издания научных сборников "Реактивное движение" (1933-1938гг.) Автор 120 научно-популярных статей по ракетной технике и космонавтике. И.А.Меркулов вел большую работу по пропаганде трудов К.Э.Циолковского, с которым состоял в переписке. В фондах ГМИК имени К.Э.Циолковского хранятся несколько писем К.Э.Циолковского к И.А.Меркулову. Игорь Алексеевич продолжал работать над проблемами ракетной техники до конца своей жизни.

Вывод

 В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолета, который летает на гораздо меньшей 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 мало? по сравнению с ракетами-носителями. Таким образом, время, проводимое в атмосферетакой 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 хладагентпринудительно циркулирует в «теплонапряжённых» 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.

Заключение

 Воздушное судно с ГПВРД должно значительно сократить время путешествия из одной точки в другую, потенциально сделав достижимой любую точки Земли в пределах 90мин. Оно имеет огромные перспективы развития и использования как в космосе, так и на земле. Однако при этом остаются вопросы по тому, смогут ли такие аппараты перевозить на себе достаточно топлива для совершения полетов на достаточно большие расстояния и смогут ли они летать на достаточной высоте, чтобы избежать связанных со сверхзвуковым полетом звуковых эффектов. Также остаются неопределенными вопросы, связанные с общей стоимостью таких полетов и возможностью многократного использования аппаратов после гиперзвукового полета.

С дальнейшим развитием ГПВРД многие мечты (и не только) могут стать реальностью….

Используемая литература

http://www.topwar.ru/1194-na-puti-k-giperzvuku.html

http://dic.academic.ru/dic.nsf/ruwiki/870114

http://dic.academic.ru/dic.nsf/ruwiki/870101

http://oko-planet.su/science/sciencediscussions/36869-na-puti-k-giperzvuku-giperzvukovye-samolety.html

http://www.trip-advice.com/ru/sovet-3648004.htm

http://ru.wikipedia.org/wiki/Bell_X-1

http://www.mai.ru/conf/aerospace/internetconf/modules.php?name=Forums&file=viewtopic&t=2282

Выполнил: Хорев Алексей  (JIeT4uK)