Авиация Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель - Преимущества и недостатки ГПВРД

22 января 2011

Оглавление:
1. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
2. История
3. Сравнительное описание
4. Теория
5. Преимущества и недостатки ГПВРД

Специальное охлаждение и материалы

В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолёта, 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 атмосфере такой 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 хладагент принудительно 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. 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 её стартовым весом. Как правило, аппарат проектируется с целью максимизировать радиус действия, высоту орбиты или долю массы полезной нагрузки 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 своём 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 полёта; $\Gamma=\frac{m_{initial}}{m_{payload}}$ — первоначальное соотношение масс, которое является обратной величиной к доставляемой по назначению доле полезной нагрузки. 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 счёт топлива составит 30%, а увеличение за счёт добавления гиперзвукового ПВРД составит 10%. К сожалению, неопределённость 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, необходимо учитывать сопротивление воздуха или трения измененной конфигурации. Трение аппарата может рассматриваться как сумма трения самого аппарата и трение установленного ГПВРД. 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 является разницей от трения базовой конфигурации аппарата. Общая эффективность двигателя может быть представлена в виде значения в интервале от 0 до 1 в терминах удельного импульса:

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 в меньшей степени используется для самолётных 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. УИ ГПВРД имеет обратную зависимость от высоты и скорости, достигая максимального значения 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 следующим образом:

$\Pi_f=1-exp\left$ ,

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

$\Pi_f=1-exp\left$

или в случае самолётного полета с постоянной скоростью и высотой:

$\Pi_f=1-exp\left$ ,

где R — радиус действия, который может быть выражен по формуле в терминах радиуса Бреге:

$\Pi_f=1-exp\left$ , где радиус Бреге —

$B=\frac{g_0}{\eta_0h_{PR}\left\frac{C_L}{C_D}}$

и C_L — коэффициент подъёмной силы и C_D — коэффициент аэродинамического сопротивления. Последняя достаточно простая формула допускает реализацию одноступенчатой космической системы.

Простота конструкции

Гиперзвуковые самолёты имеют немного или совсем лишены движущихся частей. Большинство составляющих частей представляют собой непрерывно переходящие друг в друга поверхности. С простыми топливными насосами и спускаемым аппаратом в виде самого самолёта, 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 самолёт не может произвести достаточно тяги до тех пор, пока не будет разогнан до скорости М≈5, хотя в зависимости от конструкции, как упоминалось выше, возможен вариант гибридного СПВРД/ГПВРД, который может работать на меньшей скорости. Тем не менее, самолёт с горизонтальным взлётом должен быть оснащен дополнительными ТРД или ракетными ЖРД для взлёта и начального набора высоты и разгона. Также необходимо будет топливо для этих двигателей со всеми необходимыми им системами. Так как вариант с тяжёлыми ТРД не сможет разогнаться до скорости М>3, другой способ ускорения должен быть выбран в этом диапазоне скоростей, а именно сверхзвуковые СПВРД или ракетные ЖРД. Они также должны будут иметь своё топливо и системы. Вместо этого для первоначальной стадии полёта 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 самолётов 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.

<<< Газотурбинный двигатель

Авиация по странам
Авиамоделизм
Авиапочта
Авиасалоны
Авиасимуляторы
Авиационная инфраструктура

Авиационная медицина
Авиационная метеорология
Авиационно-космические системы
Авиационные документы
Авиационные научные учреждения
Авиационные происшествия