ГПВРД

Реактивный двигатель, в котором сгорание происходит в сверхзвуковом потоке воздуха

ГПВРД ( сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель ) — это разновидность прямоточного воздушно-реактивного двигателя , в котором сгорание происходит в сверхзвуковом воздушном потоке . Как и в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, ^[1] ГПВРД использует высокую скорость транспортного средства для сильного сжатия входящего воздуха перед сгоранием (отсюда и прямоточный воздушно- реактивный двигатель), но в то время как ПВРД замедляет воздух до дозвуковых скоростей перед сгоранием с помощью ударных конусов , ГПВРД не имеет ударного конуса и замедляет воздушный поток с помощью ударных волн, создаваемых его источником зажигания вместо ударного конуса. ^[2] Это позволяет ГПВРД эффективно работать на чрезвычайно высоких скоростях. ^[3]

Хотя гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели использовались в небольшом количестве действующих военных транспортных средств, до сих пор их применение в основном демонстрировалось в исследовательских испытательных образцах и экспериментальных транспортных средствах.

История

До 2000 г.

Bell X-1 достиг сверхзвукового полета в 1947 году, и к началу 1960-х годов быстрый прогресс в направлении более быстрых самолетов предполагал, что действующие самолеты будут летать на «гиперзвуковых» скоростях в течение нескольких лет. За исключением специализированных ракетных исследовательских аппаратов, таких как North American X-15 и других ракетных космических аппаратов , максимальные скорости самолетов оставались на одном уровне, как правило, в диапазоне от  1 до  3 Маха.

Во время программы США по созданию космопланов с 1950-х по середину 1960-х годов Александр Картвели и Антонио Ферри были сторонниками подхода с использованием гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

В 1950-х и 1960-х годах в США и Великобритании были построены и испытаны на земле различные экспериментальные двигатели ГПВРД. Антонио Ферри успешно продемонстрировал ГПВРД, создающий чистую тягу в ноябре 1964 года, в конечном итоге создав 517 фунтов силы (2,30 кН), что составило около 80% от его цели. В 1958 году в аналитической статье обсуждались достоинства и недостатки сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. ^[4] В 1964 году Фредерик С. Биллиг и Гордон Л. Даггер подали заявку на патент на сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель, основанный на докторской диссертации Биллига. Этот патент был выдан в 1981 году после снятия режима секретности. ^[5]

В 1981 году испытания проводились в Австралии под руководством профессора Рэя Сталкера на наземном испытательном полигоне Т3 в Австралийском национальном университете. ^[6]

Первое успешное летное испытание ГПВРД было проведено в рамках совместных усилий с НАСА над Советским Союзом в 1991 году. Это был осесимметричный двухрежимный ГПВРД на водородном топливе, разработанный Центральным институтом авиационного моторостроения (ЦИАМ), Москва, в конце 1970-х годов, но модернизированный с использованием сплава FeCrAl на переоборудованной ракете SM-6 для достижения начальных параметров полета в 6,8 Маха, прежде чем ГПВРД полетел со скоростью 5,5 Маха. Полет ГПВРД осуществлялся с использованием захвата на ракете SA-5 класса «земля-воздух» , которая включала экспериментальный блок поддержки полета, известный как «Гиперзвуковая летающая лаборатория» (ГЛЛ), «Холод». ^[7]

Затем, с 1992 по 1998 год, CIAM совместно с Францией, а затем с NASA провели еще шесть летных испытаний осесимметричного высокоскоростного ГПВРД-демонстратора . ^{[8] [9]} Была достигнута максимальная скорость полета, превышающая число Маха  6,4, и продемонстрирована работа ГПВРД в течение 77 секунд. Эти серии летных испытаний также дали представление об автономном управлении гиперзвуковым полетом.

2000-е

Художественное представление X-43 NASA с гиперзвуковым воздушно-реактивным двигателем, прикрепленным к нижней части.

В 2000-х годах был достигнут значительный прогресс в развитии гиперзвуковых технологий, особенно в области гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Проект HyShot продемонстрировал горение в гиперзвуковом прямоточном воздушном двигателе 30 июля 2002 года. Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель работал эффективно и демонстрировал сверхзвуковое горение в действии. Однако двигатель не был предназначен для обеспечения тяги для движения судна. Он был разработан более или менее как демонстратор технологий. ^[10]

Совместная британско-австралийская группа из британской оборонной компании Qinetiq и Университета Квинсленда стала первой группой, продемонстрировавшей работу гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя в ходе атмосферных испытаний. ^[11]

Hyper-X заявила о первом полете транспортного средства с гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем, создающим тягу, с полными аэродинамическими маневренными поверхностями в 2004 году с X-43A . ^{[12] [13]} Последнее из трех испытаний гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя X-43A достигло скорости  9,6 Маха на короткое время. ^[14]

15 июня 2007 года Агентство перспективных исследовательских проектов Министерства обороны США ( DARPA ) в сотрудничестве с Австралийской организацией оборонной науки и технологий (DSTO) объявило об успешном полете гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного самолета со скоростью  10 Махов с использованием ракетных двигателей для разгона испытательного аппарата до гиперзвуковых скоростей. ^{[15] [16]}

Серия наземных испытаний ГПВРД была завершена на испытательном полигоне NASA Langley Arc-Heated Scramjet Test Facility (AHSTF) в условиях имитации полета со скоростью 8 Махов  . Эти эксперименты использовались для поддержки полета HIFiRE 2. ^[17]

22 мая 2009 года Вумера провела первый успешный испытательный полет гиперзвукового самолета в рамках HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimentation). Запуск был одним из десяти запланированных испытательных полетов. Серия полетов является частью совместной исследовательской программы между Организацией по оборонной науке и технологиям и ВВС США, обозначенной как HIFiRE. ^[18] HIFiRE исследует гиперзвуковые технологии и их применение в современных космических ракетах-носителях с ГПВРД; цель состоит в том, чтобы поддержать новый демонстратор ГПВРД Boeing X-51, а также создать надежную базу данных летных испытаний для разработки космических аппаратов быстрого реагирования и гиперзвукового оружия «быстрого удара». ^[18]

2010-е

22 и 23 марта 2010 года австралийские и американские военные учёные успешно испытали гиперзвуковую ракету (HIFiRE). Она достигла атмосферной скорости «более 5000 километров в час» (  4 Маха) после старта с испытательного полигона Вумера в глубинке Южной Австралии. ^{[19] [20]}

27 мая 2010 года НАСА и ВВС США успешно запустили X-51A Waverider примерно на 200 секунд на скорости  5 Махов, установив новый мировой рекорд по продолжительности полета на гиперзвуковой скорости. ^[21] Waverider летел автономно, прежде чем по неизвестной причине потерял ускорение и разрушился, как и планировалось. Испытание было объявлено успешным. X-51A был доставлен на борту B-52 , разогнан до скорости 4,5 Махов  с помощью твердотопливного ракетного ускорителя, а затем включился гиперзвуковой воздушно-реактивный двигатель Pratt & Whitney Rocketdyne, чтобы достичь скорости  5 Махов на высоте 70 000 футов (21 000 м). ^[22] Однако второй полет 13 июня 2011 года был преждевременно завершен, когда двигатель ненадолго загорелся на этилене, но не смог перейти на основное топливо JP-7 , не достигнув полной мощности. ^[23]

16 ноября 2010 года австралийские ученые из Университета Нового Южного Уэльса при Австралийской академии вооруженных сил успешно продемонстрировали, что высокоскоростной поток в естественно негорючем прямоточном воздушно-реактивном двигателе может быть воспламенен с помощью импульсного лазерного источника. ^[24]

Еще один тест X-51A Waverider провалился 15 августа 2012 года. Попытка полета сверхзвукового прямоточного двигателя в течение длительного периода на скорости  6 Махов была прервана, когда всего через 15 секунд полета аппарат X-51A потерял управление и развалился, упав в Тихий океан к северо-западу от Лос-Анджелеса. Причиной неудачи был назван неисправный стабилизатор управления. ^[25]

В мае 2013 года X-51A Waverider достиг скорости 4828 км/ч (  3,9 Маха) во время трехминутного полета с ГПВРД. WaveRider был сброшен на высоте 50 000 футов (15 000 м) с бомбардировщика B-52, а затем разогнан до скорости  4,8 Маха твердотопливным ракетным ускорителем, который затем отделился до того, как ГПВРД WaveRider вступил в действие. ^[26]

28 августа 2016 года индийское космическое агентство ISRO провело успешное испытание гиперзвукового воздушно-реактивного двигателя на двухступенчатой ​​твердотопливной ракете. Два гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателя были установлены на задней части второй ступени двухступенчатой ​​твердотопливной ракеты-зонда под названием Advanced Technology Vehicle (ATV), которая является усовершенствованной ракетой-зондом ISRO. Два гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателя были включены во время второй ступени ракеты, когда ATV достигла скорости 7350 км/ч (  6 Махов) на высоте 20 км. Гидравлические воздушно-реактивные двигатели были включены в течение примерно 5 секунд. ^{[27] [28]}

12 июня 2019 года Индия успешно провела первое летное испытание своего отечественного беспилотного демонстрационного самолета с ГПВРД для полета на гиперзвуковой скорости с базы на острове Абдул Калам в Бенгальском заливе примерно в 11:25 утра. Самолет называется Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle (Демонстрационный аппарат гиперзвуковых технологий) . Испытание было проведено Организацией оборонных исследований и разработок . Самолет является важным компонентом программы страны по разработке гиперзвуковой крылатой ракетной системы. ^{[29] [30]}

2020-е годы

27 сентября 2021 года DARPA объявило об успешном полете своей гиперзвуковой воздушно- реактивной крылатой ракеты Hypersonic Air-breathing Weapon Concept . ^[31] Еще одно успешное испытание было проведено в середине марта 2022 года на фоне российского вторжения в Украину . Подробности держались в секрете, чтобы избежать эскалации напряженности в отношениях с Россией , и были раскрыты только неназванным чиновником Пентагона в начале апреля. ^{[32] [33]}

Принципы проектирования

Scramjet двигатели являются типом реактивного двигателя и полагаются на сгорание топлива и окислителя для создания тяги. Подобно обычным реактивным двигателям, Scramjet самолеты несут топливо на борту и получают окислитель путем поглощения атмосферного кислорода (по сравнению с ракетами , которые несут как топливо, так и окислитель ). Это требование ограничивает Scramjet суборбитальным атмосферным движением, где содержание кислорода в воздухе достаточно для поддержания горения.

ГПВРД состоит из трех основных компонентов: сужающегося воздухозаборника, где входящий воздух сжимается; камеры сгорания, где газообразное топливо сжигается с атмосферным кислородом для производства тепла; и расходящегося сопла, где нагретый воздух ускоряется для создания тяги . ^[34] В отличие от типичного реактивного двигателя, такого как турбореактивный или турбовентиляторный двигатель, ГПВРД не использует вращающиеся, похожие на вентилятор компоненты для сжатия воздуха; вместо этого достижимая скорость самолета, движущегося через атмосферу, заставляет воздух сжиматься внутри воздухозаборника. ^[34] Таким образом, в ГПВРД не нужны никакие движущиеся части . Для сравнения, типичные турбореактивные двигатели требуют нескольких ступеней вращающихся роторов компрессора и нескольких вращающихся ступеней турбины , все из которых добавляют вес, сложность и большее количество точек отказа двигателя.

Из-за особенностей конструкции, эксплуатация ГПВРД ограничена окологиперзвуковыми скоростями . Поскольку у них нет механических компрессоров, ГПВРД требуют высокой кинетической энергии гиперзвукового потока для сжатия входящего воздуха до рабочих условий. Таким образом, транспортное средство с ГПВРД должно быть ускорено до требуемой скорости (обычно около  4 Маха) с помощью других средств движения, таких как турбореактивные или ракетные двигатели. ^[35] В полете экспериментального ГПВРД Boeing X-51A испытательный аппарат был поднят на высоту полета с помощью Boeing B-52 Stratofortress, прежде чем был отсоединен и ускорен отделяемой ракетой до почти  4,5 Маха. ^[36] В мае 2013 года другой полет достиг повышенной скорости в  5,1 Маха. ^[37]

Хотя гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели концептуально просты, фактическая реализация ограничена экстремальными техническими проблемами. Гиперзвуковой полет в атмосфере создает огромное сопротивление, а температуры на самолете и внутри двигателя могут быть намного выше, чем в окружающем воздухе. Поддержание горения в сверхзвуковом потоке представляет дополнительные проблемы, поскольку топливо должно быть впрыснуто, смешано, воспламенено и сожжено в течение миллисекунд. Хотя технология гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей разрабатывалась с 1950-х годов, только совсем недавно гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели успешно достигли управляемого полета. ^[38]

Области сжатия, сгорания и расширения: (а) турбореактивного, (б) прямоточного воздушно-реактивного и (в) гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателей.

Scramjets предназначены для работы в гиперзвуковом режиме полета, за пределами досягаемости турбореактивных двигателей, и, наряду с прямоточными воздушно-реактивными двигателями, заполняют пробел между высокой эффективностью турбореактивных двигателей и высокой скоростью ракетных двигателей. Двигатели на основе турбомашин , хотя и высокоэффективны на дозвуковых скоростях, становятся все менее эффективными на околозвуковых скоростях, поскольку роторы компрессора, используемые в турбореактивных двигателях, требуют дозвуковых скоростей для работы. В то время как поток от околозвуковых до низких сверхзвуковых скоростей может быть замедлен до этих условий, это на сверхзвуковых скоростях приводит к огромному повышению температуры и потере полного давления потока. Около  3–4 Маха турбомашины больше не полезны, и предпочтительным методом становится компрессия в стиле плунжера. ^[39]

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели используют высокоскоростные характеристики воздуха, чтобы буквально «проталкивать» воздух через входной диффузор в камеру сгорания. На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета воздух перед входом не может достаточно быстро уйти с пути и сжимается внутри диффузора, прежде чем диффундировать в камеру сгорания. Сгорание в прямоточном воздушно-реактивном двигателе происходит на дозвуковых скоростях, подобно турбореактивным двигателям, но затем продукты сгорания ускоряются через сходящееся-расходящееся сопло до сверхзвуковых скоростей. Поскольку у них нет механических средств сжатия, прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут стартовать с места и, как правило, не достигают достаточного сжатия до сверхзвукового полета. Отсутствие сложной турбомашины позволяет прямоточным воздушно-реактивным двигателям справляться с повышением температуры, связанным с замедлением сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей. Однако с ростом скорости внутренняя энергия потока после диффузора быстро растет, поэтому относительное добавление энергии за счет сгорания топлива становится ниже, что приводит к снижению эффективности двигателя. Это приводит к снижению тяги, создаваемой прямоточными воздушно-реактивными двигателями на более высоких скоростях. ^[39]

Таким образом, для создания тяги на очень высоких скоростях необходимо строго контролировать рост давления и температуры входящего воздушного потока. В частности, это означает, что нельзя допускать замедления воздушного потока до дозвуковой скорости. Смешивание топлива и воздуха в этой ситуации представляет собой значительную инженерную проблему, усугубляемую необходимостью тщательного управления скоростью сгорания при максимальном увеличении относительного увеличения внутренней энергии в камере сгорания. Следовательно, современная технология ГПВРД требует использования высокоэнергетического топлива и активных схем охлаждения для поддержания устойчивой работы, часто с использованием водородных и регенеративных методов охлаждения . ^[40]

Теория

Все двигатели ГПВРД имеют впуск, который сжимает входящий воздух, топливные инжекторы, камеру сгорания и расходящееся сопло тяги . Иногда двигатели также включают область, которая действует как держатель пламени , хотя высокие температуры застоя означают, что может использоваться область сфокусированных волн, а не отдельная часть двигателя, как в турбинных двигателях. Другие двигатели используют пирофорные топливные добавки, такие как силан , чтобы избежать срыва пламени. Изолятор между впуском и камерой сгорания часто включается для улучшения однородности потока в камере сгорания и расширения рабочего диапазона двигателя.

Визуализация ударной волны , проведенная Мэрилендским университетом с использованием шлирен-визуализации, определила, что топливная смесь контролирует сжатие, создавая противодавление и ударные волны, которые замедляют и сжимают воздух перед воспламенением, подобно ударному конусу ПВРД. Визуализация показала, что чем выше расход топлива и сгорание, тем больше ударных волн образуется перед камерой сгорания, которые замедляют и сжимают воздух перед воспламенением. ^[41]

Изображение NASA X-43A с ГПВРД, прикрепленным к нижней части, на скорости  7 Махов, полученное с помощью вычислительной гидродинамики (CFD)

ГПВРД напоминает ПВРД . В типичном ПВРД сверхзвуковой поток входящего воздуха в двигатель замедляется на входе до дозвуковых скоростей, а затем снова ускоряется через сопло до сверхзвуковых скоростей для создания тяги. Это замедление, которое производится обычным скачком уплотнения , создает общую потерю давления , которая ограничивает верхнюю рабочую точку ПВРД.

Для ГПВРД кинетическая энергия свободного потока воздуха, поступающего в ГПВРД, в значительной степени сопоставима с энергией, выделяемой при реакции содержащегося в воздухе кислорода с топливом (например, водородом). Таким образом, тепло, выделяемое при сгорании при числе Маха  2,5, составляет около 10% от общей энтальпии рабочего тела. В зависимости от топлива кинетическая энергия воздуха и потенциальное выделение тепла при сгорании будут равны при числе Маха  8. Таким образом, конструкция ГПВРД в равной степени направлена ​​на минимизацию сопротивления и максимизацию тяги.

Эта высокая скорость затрудняет управление потоком внутри камеры сгорания. Поскольку поток сверхзвуковой, никакое влияние нисходящего потока не распространяется в свободном потоке камеры сгорания. Дросселирование входа в сопло тяги не является пригодным для использования методом управления. По сути, блок газа, поступающего в камеру сгорания, должен смешиваться с топливом и иметь достаточно времени для инициирования и реакции, все время перемещаясь сверхзвуковым образом через камеру сгорания, прежде чем сгоревший газ расширится через сопло тяги. Это предъявляет строгие требования к давлению и температуре потока и требует, чтобы впрыск топлива и смешивание были чрезвычайно эффективными. Пригодные динамические давления лежат в диапазоне от 20 до 200 килопаскалей (от 2,9 до 29,0 фунтов на кв. дюйм), где

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

где

q — динамическое давление газа

ρ ( rho ) — плотность газа

v — скорость газа

Чтобы поддерживать постоянную скорость сгорания топлива, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, поскольку системы управления потоком воздуха, которые бы способствовали этому, физически невозможны в ракете-носителе ГПВРД из-за большого диапазона скоростей и высот, что означает, что он должен двигаться на высоте, соответствующей его скорости. Поскольку плотность воздуха уменьшается на больших высотах, ГПВРД должен подниматься с определенной скоростью по мере ускорения, чтобы поддерживать постоянное давление воздуха на впуске. Этот оптимальный профиль подъема/спуска называется «траекторией постоянного динамического давления». Считается, что ГПВРД могут работать на высоте до 75 км. ^[42]

Впрыск топлива и управление им также потенциально сложны. Одной из возможностей было бы нагнетание давления топлива до 100 бар турбонасосом, нагревание фюзеляжем, его прохождение через турбину и ускорение до более высоких скоростей, чем у воздуха, с помощью сопла. Потоки воздуха и топлива пересекаются в гребенчатой ​​структуре, что создает большой интерфейс. Турбулентность из-за более высокой скорости топлива приводит к дополнительному смешиванию. Сложные виды топлива, такие как керосин, требуют длительного двигателя для полного сгорания.

Минимальное число Маха, при котором может работать ГПВРД, ограничено тем фактом, что сжатый поток должен быть достаточно горячим, чтобы сжечь топливо, и иметь достаточно высокое давление, чтобы реакция завершилась до того, как воздух выйдет из задней части двигателя. Кроме того, чтобы называться ГПВРД, сжатый поток должен все еще быть сверхзвуковым после сгорания. Здесь необходимо соблюдать два ограничения: во-первых, поскольку при сжатии сверхзвуковой поток замедляется, уровень сжатия должен быть достаточно низким (или начальная скорость достаточно высокой), чтобы не замедлить газ ниже  1 Маха. Если газ внутри ГПВРД опустится ниже  1 Маха, двигатель «захлебнется», перейдя к дозвуковому потоку в камере сгорания. Этот эффект хорошо известен среди экспериментаторов с ГПВРД, поскольку волны, вызванные захлебыванием, легко наблюдать. Кроме того, внезапное увеличение давления и температуры в двигателе может привести к ускорению сгорания, что приведет к взрыву камеры сгорания.

Во-вторых, нагрев газа при сгорании приводит к увеличению скорости звука в газе (и уменьшению числа Маха), даже если газ все еще движется с той же скоростью. Принуждение скорости воздушного потока в камере сгорания ниже числа Маха  1 таким образом называется «тепловым удушьем». Очевидно, что чистый ГПВРД может работать при числах Маха 6–8, ^[43] но в нижнем пределе это зависит от определения ГПВРД. Существуют конструкции двигателей, в которых ПВРД трансформируется в ГПВРД в  диапазоне Маха 3–6, известные как двухрежимные ГПВРД. ^[44] Однако в этом диапазоне двигатель все еще получает значительную тягу от дозвукового сгорания типа ПВРД.

Высокая стоимость летных испытаний и недоступность наземных объектов препятствовали разработке ГПВРД. Большой объем экспериментальной работы по ГПВРД был проведен в криогенных установках, испытаниях с прямым подключением или горелках, каждая из которых имитирует один аспект работы двигателя. Кроме того, испорченные установки (с возможностью контроля примесей воздуха ^[45] ), отапливаемые хранилища, дуговые установки и различные типы ударных труб имеют ограничения, которые помешали идеальному моделированию работы ГПВРД. Летные испытания HyShot показали актуальность моделирования условий 1:1 в ударных трубах T4 и HEG, несмотря на наличие холодных моделей и короткое время испытаний. Испытания NASA -CIAM предоставили аналогичную проверку для установки CIAM C-16 V/K, а проект Hyper-X, как ожидается, предоставит аналогичную проверку для Langley AHSTF, ^[46] CHSTF, ^[47] и 8 футов (2,4 м) HTT.

Вычислительная гидродинамика только недавно  ^{[ когда? ]} достигла положения, позволяющего производить разумные вычисления при решении проблем работы гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Моделирование пограничного слоя, турбулентное смешивание, двухфазный поток, разделение потока и аэротермодинамика реального газа продолжают оставаться проблемами на переднем крае вычислительной гидродинамики. Кроме того, моделирование кинетически ограниченного горения с очень быстро реагирующими веществами, такими как водород, предъявляет высокие требования к вычислительным ресурсам. ^[48] Схемы реакций численно жесткие, что требует сокращенных схем реакций. ^{[ необходимо разъяснение ]}

Большая часть экспериментов с ГПВРД остается засекреченной . Несколько групп, включая ВМС США с двигателем SCRAM между 1968 и 1974 годами и программу Hyper-X с X-43A , заявили об успешных демонстрациях технологии ГПВРД. Поскольку эти результаты не были опубликованы открыто, они остаются непроверенными, и окончательный метод проектирования ГПВРД до сих пор не существует.

Окончательное применение ГПВРД, скорее всего, будет связано с двигателями, которые могут работать за пределами рабочего диапазона ГПВРД. ^{[ необходима цитата ]} Двухрежимные ГПВРД сочетают дозвуковое сгорание со сверхзвуковым сгоранием для работы на более низких скоростях, а ракетные двигатели с комбинированным циклом (RBCC) дополняют традиционную ракетную тягу ГПВРД, позволяя добавлять дополнительный окислитель в поток ГПВРД. RBCC дают возможность расширить рабочий диапазон ГПВРД до более высоких скоростей или более низких динамических давлений на впуске, чем это было бы возможно в противном случае.

Характеристики

Самолеты

1. Не должен переносить кислород
2. Отсутствие вращающихся частей делает его более простым в производстве, чем турбореактивный двигатель.
3. Имеет более высокий удельный импульс (изменение импульса на единицу топлива), чем ракетный двигатель; может обеспечить от 1000 до 4000 секунд, в то время как ракета обычно обеспечивает около 450 секунд или меньше. ^[49]
4. Более высокая скорость может означать более дешевый доступ в космос в будущем
5. Сложное/дорогое тестирование и разработка
6. Очень высокие начальные требования к тяге

В отличие от ракеты, которая быстро проходит в основном вертикально через атмосферу, или турбореактивного или прямоточного двигателя, которые летят на гораздо более низких скоростях, гиперзвуковой воздушно-реактивный аппарат оптимально летит по «пониженной траектории», оставаясь в атмосфере на гиперзвуковых скоростях. Поскольку у гиперзвуковых прямоточных двигателей только посредственные отношения тяги к весу, ^[50] ускорение будет ограничено. Поэтому время в атмосфере на сверхзвуковой скорости будет значительным, возможно, 15–30 минут. Подобно возвращающемуся космическому аппарату, теплоизоляция будет сложной задачей, при этом защита потребуется на более длительный срок, чем у типичной космической капсулы , хотя и меньше, чем у Space Shuttle .

Новые материалы обеспечивают хорошую изоляцию при высокой температуре, но они часто жертвуют собой в этом процессе. Поэтому исследования часто планируют «активное охлаждение», когда охлаждающая жидкость, циркулирующая по обшивке транспортного средства, предотвращает его распад. Часто охлаждающей жидкостью является само топливо, во многом так же, как современные ракеты используют собственное топливо и окислитель в качестве охлаждающей жидкости для своих двигателей. Все системы охлаждения добавляют вес и сложность к системе запуска. Охлаждение гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей таким образом может привести к большей эффективности, поскольку тепло добавляется к топливу до его попадания в двигатель, но приводит к увеличению сложности и веса, что в конечном итоге может перевесить любые улучшения производительности.

Удельный импульс различных двигателей

Производительность системы запуска сложна и во многом зависит от ее веса. Обычно корабли проектируются для максимизации дальности ( ), радиуса орбиты ( ) или массовой доли полезной нагрузки ( ) для данного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссам между эффективностью двигателя (взлетный вес топлива) и сложностью двигателя (взлетный сухой вес), что можно выразить следующим образом: ${\displaystyle R}$ ${\displaystyle R}$ ${\displaystyle \Gamma }$

${\displaystyle \Pi _{\text{e}}+\Pi _{\text{f}}+{\frac {1}{\Gamma }}=1}$

Где :

• ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}={\frac {m_{\text{empty}}}{m_{\text{initial}}}}}$— доля массы пустого судна, представляющая собой вес надстройки, цистерн и двигателя.
• ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}={\frac {m_{\text{fuel}}}{m_{\text{initial}}}}}$массовая доля топлива, представляющая собой вес топлива, окислителя и любых других материалов, которые расходуются во время запуска.
• ${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{\text{initial}}}{m_{\text{payload}}}}}$— начальное отношение масс, и является обратной величиной массовой доли полезной нагрузки. Это показывает, сколько полезной нагрузки транспортное средство может доставить в пункт назначения.

ГПВРД увеличивает массу двигателя по сравнению с ракетой и уменьшает массу топлива . Может быть сложно решить, приведет ли это к увеличению (что было бы увеличением полезной нагрузки, доставляемой к месту назначения при постоянном взлетном весе транспортного средства). Логика, лежащая в основе усилий, приводящих в движение ГПВРД, заключается (например), в том, что уменьшение топлива уменьшает общую массу на 30%, в то время как увеличенный вес двигателя добавляет 10% к общей массе транспортного средства. К сожалению, неопределенность в расчете любых изменений массы или эффективности транспортного средства настолько велика, что немного отличающиеся предположения относительно эффективности или массы двигателя могут предоставить одинаково хорошие аргументы за или против транспортных средств, работающих на ГПВРД. ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}}$ ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}}$ ${\displaystyle \Gamma }$

Кроме того, необходимо учитывать сопротивление новой конфигурации. Сопротивление полной конфигурации можно рассматривать как сумму сопротивления транспортного средства ( ) и сопротивления установки двигателя ( ). Сопротивление установки традиционно возникает из-за пилонов и связанного потока из-за реактивной струи двигателя и является функцией настройки дроссельной заслонки. Таким образом, его часто записывают как: ${\displaystyle D}$ ${\displaystyle D_{\text{e}}}$

${\displaystyle D_{\text{e}}=\phi _{\text{e}}F}$

Где:

• ${\displaystyle \phi _{\text{e}}}$коэффициент потерь
• ${\displaystyle F}$это тяга двигателя

Для двигателя, тесно интегрированного в аэродинамический корпус, может быть удобнее рассматривать ( ) как разницу в сопротивлении по сравнению с известной базовой конфигурацией. ${\displaystyle D_{\text{e}}}$

Общую эффективность двигателя можно представить как значение от 0 до 1 ( ), выраженное в удельном импульсе двигателя: ${\displaystyle \eta _{0}}$

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{\text{PR}}}}I_{\text{sp}}={\frac {\mbox{Thrust power}}{\mbox{Chemical energy rate}}}}$

Где:

• ${\displaystyle g_{0}}$это ускорение свободного падения на уровне земли
• ${\displaystyle V_{0}}$это скорость транспортного средства
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$это удельный импульс
• ${\displaystyle h_{\text{PR}}}$это тепло реакции топлива

Удельный импульс часто используется в качестве единицы эффективности для ракет, поскольку в случае ракеты существует прямая связь между удельным импульсом, удельным расходом топлива и скоростью истечения. Эта прямая связь обычно не присутствует для воздушно-реактивных двигателей, и поэтому удельный импульс реже используется в литературе. Обратите внимание, что для воздушно-реактивного двигателя и являются функцией скорости. ${\displaystyle \eta _{0}}$ ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$

Удельный импульс ракетного двигателя не зависит от скорости, и его общие значения находятся в диапазоне от 200 до 600 секунд (450  секунд для основных двигателей космического челнока). Удельный импульс ГПВРД изменяется со скоростью, уменьшаясь на более высоких скоростях, начиная примерно с 1200  секунд, ^{[ необходима цитата ]} хотя значения в литературе различаются. ^{[ необходима цитата ]}

Для простого случая одноступенчатого транспортного средства массовая доля топлива может быть выражена как:

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

Где это можно выразить для одноступенчатого перехода на орбиту как:

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

или для горизонтального полета в атмосфере с момента запуска в воздухе ( полет ракеты ):

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

Где — диапазон , а расчет можно выразить в виде формулы диапазона Бреге : ${\displaystyle R}$

${\displaystyle {\begin{aligned}\Pi _{\text{f}}&=1-e^{-BR}\\B&={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{\text{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\end{aligned}}}$

Где:

• ${\displaystyle C_{\text{L}}}$коэффициент подъемной силы
• ${\displaystyle C_{\text{D}}}$коэффициент лобового сопротивления

Эта чрезвычайно простая формулировка, используемая в целях обсуждения, предполагает:

• Одноступенчатый автомобиль
• Отсутствие аэродинамической подъемной силы для трансатмосферного подъемника

Однако они справедливы в целом для всех двигателей.

ГПВРД не может производить эффективную тягу, если не разогнаться до высокой скорости, около  5 Махов, хотя в зависимости от конструкции он может действовать как ПВРД на низких скоростях. Горизонтальному взлетному самолету понадобятся обычные турбовентиляторные , турбореактивные или ракетные двигатели для взлета, достаточно большие, чтобы перемещать тяжелый корабль. Также потребуется топливо для этих двигателей, а также все связанные с двигателем монтажные конструкции и системы управления. Турбовентиляторные и турбореактивные двигатели тяжелые и не могут легко превысить скорость около  2–3 Махов, поэтому для достижения рабочей скорости ГПВРД потребуется другой метод движения. Это могут быть ПВРД или ракеты . Им также потребуется свой собственный отдельный источник топлива, структура и системы. Многие предложения вместо этого призывают к первой ступени сбрасываемых твердотопливных ракетных ускорителей , что значительно упрощает конструкцию.

Испытание гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя Pratt & Whitney Rocketdyne SJY61 для Boeing X-51

В отличие от реактивных или ракетных двигательных установок, которые можно испытывать на земле, для испытаний конструкций гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей используются чрезвычайно дорогие гиперзвуковые испытательные камеры или дорогие ракеты-носители, что приводит к высоким затратам на приборы. Испытания с использованием запущенных испытательных аппаратов очень часто заканчиваются разрушением испытуемого объекта и приборов.

Орбитальные аппараты

Преимуществом гиперзвукового воздушно-реактивного (обычно ГПВРД) аппарата, такого как X-30 , является избежание или, по крайней мере, снижение необходимости в перевозке окислителя. Например, внешний бак Space Shuttle вмещал 616 432,2 кг жидкого кислорода (LOX) и 103 000 кг жидкого водорода (LH ₂ ), имея при этом пустой вес 30 000 кг. Общий вес орбитального аппарата составлял 109 000 кг с максимальной полезной нагрузкой около 25 000 кг, и для того, чтобы поднять сборку со стартовой площадки, шаттл использовал два очень мощных твердотопливных ракетных ускорителя весом 590 000 кг каждый. Если бы кислород можно было исключить, аппарат мог бы быть легче при старте и, возможно, нести больше полезной нагрузки.

С другой стороны, гиперзвуковые прямоточные двигатели проводят больше времени в атмосфере и требуют больше водородного топлива для борьбы с аэродинамическим сопротивлением. В то время как жидкий кислород является довольно плотной жидкостью (1141 кг/м ³ ), жидкий водород имеет гораздо меньшую плотность (70,85 кг/м ³ ) и занимает больше объема. Это означает, что транспортное средство, использующее это топливо, становится намного больше и дает большее сопротивление. ^[51] Другие виды топлива имеют более сопоставимую плотность, например, RP-1 (810 кг/м ³ ), JP-7 (плотность при 15 °C 779–806 кг/м ³ ) и несимметричный диметилгидразин (UDMH) (793,00 кг/м ³ ).

Одна из проблем заключается в том, что двигатели ГПВРД, как прогнозируется, будут иметь исключительно плохое отношение тяги к весу , около 2, при установке в ракету-носитель. ^[52] Ракета имеет преимущество в том, что ее двигатели имеют очень высокое отношение тяги к весу (~100:1), в то время как бак для хранения жидкого кислорода также приближается к объемному отношению ~100:1. Таким образом, ракета может достичь очень высокой массовой доли , что улучшает производительность. В качестве контраста прогнозируемое отношение тяги к весу двигателей ГПВРД около 2 означает, что гораздо больший процент взлетной массы приходится на двигатель (игнорируя то, что эта доля в любом случае увеличивается примерно в четыре раза из-за отсутствия бортового окислителя). Кроме того, более низкая тяга транспортного средства не обязательно исключает необходимость в дорогих, громоздких и подверженных отказам высокопроизводительных турбонасосах, имеющихся в обычных жидкотопливных ракетных двигателях, поскольку большинство конструкций ГПВРД, по-видимому, не способны развивать орбитальные скорости в режиме воздушной реакции, и, следовательно, необходимы дополнительные ракетные двигатели. ^{[ необходима ссылка ]}

Scramjet может быть в состоянии разогнаться примерно от  5–7 Маха до примерно между половиной орбитальной скорости и орбитальной скоростью (исследования X-30 показали, что  17 Маха могут быть пределом по сравнению с орбитальной скоростью  25 Маха, а другие исследования устанавливают верхний предел скорости для чистого Scramjet между  10 и 25 Махами, в зависимости от сделанных предположений). Как правило, ожидается, что для окончательного разгона на орбите потребуется другая двигательная система (очень часто предлагается ракета). Поскольку delta-V умеренная, а доля полезной нагрузки Scramjet высока, могут быть приемлемы ракеты с более низкими характеристиками, такие как твердотопливные, гиперголические или простые жидкотопливные ускорители.

Теоретические прогнозы показывают, что максимальная скорость гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя составляет от 12 Махов (14 000 км/ч; 8 400 миль/ч) до 24 Махов (25 000 км/ч; 16 000 миль/ч). ^[53] Для сравнения, орбитальная скорость на высоте 200 километров (120 миль) на низкой околоземной орбите составляет 7,79 километров в секунду (28 000 км/ч; 17 400 миль/ч). ^[54]

Нижняя часть ГПВРД, устойчивая к высоким температурам, потенциально может использоваться в качестве системы возвращения в атмосферу, если визуализируется одноступенчатый аппарат для вывода на орбиту с использованием неабляционного, неактивного охлаждения. Если на двигателе используется абляционная защита, то она, вероятно, не будет пригодной для использования после подъема на орбиту. Если активное охлаждение используется с топливом в качестве охладителя, потеря всего топлива во время выхода на орбиту также будет означать потерю всего охлаждения для системы тепловой защиты.

Сокращение количества топлива и окислителя не обязательно снижает затраты, поскольку ракетное топливо сравнительно очень дешево. Действительно, можно ожидать, что себестоимость единицы транспортного средства в конечном итоге будет намного выше, поскольку стоимость аэрокосмического оборудования примерно на два порядка выше, чем стоимость жидкого кислорода, топлива и заправки, а оборудование ГПВРД, по-видимому, намного тяжелее ракет для любой заданной полезной нагрузки. Тем не менее, если ГПВРД позволяют использовать многоразовые транспортные средства, это теоретически может быть выгодой по затратам. Неясно, может ли оборудование, подвергающееся экстремальным условиям ГПВРД, использоваться повторно достаточно много раз; все проведенные испытания ГПВРД выдерживают только короткие периоды и никогда не были рассчитаны на то, чтобы выдерживать полет на сегодняшний день. Окончательная стоимость такого транспортного средства является предметом интенсивных дебатов ^{[ кем? ],} поскольку даже самые лучшие оценки расходятся во мнениях относительно того, будет ли ГПВРД выгодным. Вполне вероятно, что ГПВРД должен будет поднимать больше груза, чем ракета равного взлетного веса, чтобы быть столь же экономически эффективным (если ГПВРД является одноразовым транспортным средством). ^{[ необходима ссылка ]}

Космические ракеты-носители могут выиграть или не выиграть от наличия ступени ГПВРД. Ступень ГПВРД ракеты-носителя теоретически обеспечивает удельный импульс от 1000 до 4000  с, тогда как ракета обеспечивает менее 450  с в атмосфере. ^{[52] [55]} Однако удельный импульс ГПВРД быстро уменьшается со скоростью, и ракета будет страдать от относительно низкого коэффициента подъемной силы к лобовому сопротивлению .

Установленное отношение тяги к весу ГПВРД очень невыгодно по сравнению с 50–100 типичного ракетного двигателя. Это компенсируется в ГПВРД отчасти тем, что вес транспортного средства будет переноситься аэродинамической подъемной силой, а не чистой ракетной мощностью (что дает уменьшенные « гравитационные потери »), ^{[ требуется цитата ]} но ГПВРД потребовалось бы гораздо больше времени, чтобы выйти на орбиту из-за более низкой тяги, что значительно нивелирует преимущество. Взлетный вес ГПВРД значительно меньше, чем у ракеты, из-за отсутствия бортового окислителя, но увеличен структурными требованиями более крупных и тяжелых двигателей.

Вопрос о том, можно ли использовать это транспортное средство повторно, все еще остается предметом споров и исследований.

Предлагаемые приложения

Самолет, использующий этот тип реактивного двигателя, может значительно сократить время, необходимое для путешествия из одного места в другое, потенциально доставляя любое место на Земле в пределах 90-минутного полета. Однако есть вопросы о том, может ли такое транспортное средство перевозить достаточно топлива для совершения полезных дальних поездок. Кроме того, некоторые страны запрещают или штрафуют авиалайнеры и другие гражданские самолеты, которые создают звуковые удары . (Например, в Соединенных Штатах правила FAA запрещают сверхзвуковые полеты над сушей гражданскими самолетами. ^{[56] [57] [58]} )

Транспортное средство с прямоточным воздушно-реактивным двигателем было предложено для одноступенчатого тросового транспортного средства, где  вращающийся орбитальный трос со скоростью 12 Махов подхватывал бы полезный груз с транспортного средства на высоте около 100 км и доставлял бы его на орбиту. ^[59]

Смотрите также

• Авиационный портал

• «Авангард» (гиперзвуковой планирующий летательный аппарат)
• Предварительно охлажденный реактивный двигатель
• Ускоритель RAM
• Шкрамджет
• SABRE (ракетный двигатель)

Ссылки

Цитаты

1. "Лорин Рамджет". www.enginehistory.org .
2. Анализ процесса зажигания в ГПВРД при низких и высоких скоростях подачи топлива , Гарет Данлэп, Элиас Фекаду, Бен Гроув, Ник Габса, Кеннет Ю, Камило Муньос, Джейсон Берр.
3. Урзай, Хавьер (2018). «Сверхзвуковое горение в воздушно-реактивных двигательных установках для гиперзвукового полета». Annual Review of Fluid Mechanics . 50 (1): 593–627. Bibcode : 2018AnRFM..50..593U. doi : 10.1146/annurev-fluid-122316-045217 .
4. Вебер, Ричард Дж.; Маккей, Джон С. (сентябрь 1958 г.). «Анализ прямоточных воздушно-реактивных двигателей с использованием сверхзвукового сгорания». ntrs.nasa.gov . Научно-техническая информация НАСА . Получено 3 мая 2016 г. .
5. "Фредерик С. Биллиг, доктор философии". Зал славы инноваций школы Кларка . Мэрилендский университет . Архивировано из оригинала 9 июня 2010 года . Получено 30 апреля 2010 года .
6. "Вехи в истории гиперзвуковых прямоточных двигателей". UQ News . University of Queensland . 27 июля 2002 г. Архивировано из оригинала 11 февраля 2016 г. Получено 11 февраля 2016 г.
7. Рудаков, Александр С.; Шихманн, Ю.; Семенов, Вячеслав Л.; Новелли, Ф.; Фоурт, О. (1993). «Летные испытания осесимметричного ГПВРД – последние достижения России». 44-й конгресс Международной астронавтической федерации . Том 10. Грац, Австрия: Международная астронавтическая федерация.
8. Рудаков, Александр С.; Семенов, Вячеслав Л.; Копченов, Валерий И.; Хикс, Джон В. (1996). "Будущие планы летных испытаний осесимметричного водородного ГПВРД на гиперзвуковой летающей лаборатории" (PDF) . 7-я Международная конференция по космическим самолетам и гиперзвуковым системам и технологиям 18–22 ноября 1996 г./Норфолк, Вирджиния . AIAA . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 г. . Получено 12 февраля 2016 г. .
9. Рудаков, Александр С.; Семенов, Вячеслав Л.; Хикс, Джон У. (1998). "Последние результаты летных испытаний совместной программы CIAMNASA Mach 6.5 Scramjet Flight Program" (PDF) . Центральный институт авиационного моторостроения, Москва, Россия/NASA Dryden Flight Research Center Edwards, Калифорния, США . NASA Center for Aerospace Information (CASI). Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 г. . Получено 12 февраля 2016 г. .
10. Смарт, Майкл К.; Хасс, Нил Э.; Полл, Аллан (2006). «Анализ летных данных эксперимента по полету HyShot 2 Scramjet». Журнал AIAA . 44 (10): 2366–2375. Bibcode : 2006AIAAJ..44.2366S. doi : 10.2514/1.20661. ISSN  0001-1452.
11. Чаллонер, Джек (2 февраля 2009 г.). 1001 изобретение, изменившее мир . Лондон: Cassell Illustrated . стр. 932. ISBN 978-1-84403-611-0.
12. Харша, Филип Т.; Кил, Лоуэлл К.; Кастроджованни, Энтони; Шеррилл, Роберт Т. (17 мая 2005 г.). "2005-3334: X-43A Vehicle Design and Manufacture". AIAA/CIRA 13-я Международная конференция по космическим самолетам и гиперзвуковым системам и технологиям . Капуя , Италия: AIAA . doi :10.2514/6.2005-3334. ISBN 978-1-62410-068-0.
13. МакКлинтон, Чарльз (9 января 2006 г.). "X-43: Scramjet Power Breaks the Hypersonic Barrier" (PDF) . AIAA . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 г. . Получено 12 февраля 2016 г. .
14. "NASA – X-43A Scramjet от NASA побил рекорд скорости". www.nasa.gov . Получено 13 июня 2019 г. .
15. "Scramjet достигает скорости 10 Махов над Австралией". New Scientist . Reed Business Information . 15 июня 2007 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Получено 12 февраля 2016 г.
16. Баллард, Терри (2012), «Google Карты и Google Планета Земля», Google This!, Elsevier, стр. 113–124, doi :10.1016/b978-1-84334-677-7.50009-7, ISBN 9781843346777, получено 2 июня 2023 г.
17. Кэбелл, Карен; Хасс, Нил; Сторч, Андреа; Грубер, Марк (11 апреля 2011 г.). Результаты испытаний Scramjet Phase I на установке HIFiRE Direct-Connect Rig (HDCR) на испытательном полигоне NASA Langley Arc-Heated Scramjet . 17-я Международная конференция AIAA по космическим самолетам, гиперзвуковым системам и технологиям. Сервер технических отчетов NASA . hdl : 2060/20110011173 .
18. Dunning, Craig (24 мая 2009 г.). "Woomera hosts first HIFiRE hypersonic test flight". The Daily Telegraph . News Corp Australia . Архивировано из оригинала 28 августа 2014 г. . Получено 12 февраля 2016 г. .
19. AAP (22 марта 2010 г.). «Ученые проводят второй тест HIFiRE». The Sydney Morning Herald . Fairfax Media . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Получено 12 февраля 2016 г.
20. "Успех гиперзвукового полета в глубинке". ABC News . ABC . 23 марта 2010 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Получено 12 февраля 2016 г.
21. "Самый длинный полет на гиперзвуковой скорости". Книга рекордов Гиннесса . Архивировано из оригинала 6 июля 2017 года . Получено 6 июля 2017 года .
22. Скиллингс, Джон (26 мая 2010 г.). «X-51A гонится за гиперзвуковым рекордом». CNET . CBS Interactive . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. . Получено 12 февраля 2016 г. .
23. "Hypersonic X-51A Scramjet Failure Perplexes Air Force". Space.com . Покупка . 27 июля 2011 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Получено 12 февраля 2016 г.
24. Купер, Дани (16 ноября 2010 г.). «Исследователи зажгли искру в гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателях». ABC Science . ABC . Получено 12 февраля 2016 г. .
25. "Hypersonic jet Waverider fails Mach 6 test". BBC News . BBC . 15 августа 2012. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 . Получено 12 февраля 2016 .
26. AP (6 мая 2013 г.). «Экспериментальный гиперзвуковой самолет достигает скорости 4828 км/ч». The Sydney Morning Herald . Fairfax Media . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Получено 12 февраля 2016 г.
27. "Успешное испытание двигателей Scramjet: все, что вам нужно знать о последнем подвиге Isro". Firstpost . 28 августа 2016 . Получено 28 августа 2016 .
28. "Успешные летные испытания демонстратора технологии реактивного двигателя ISRO Scramjet – ISRO". www.isro.gov.in . Архивировано из оригинала 1 декабря 2017 г.
29. "Индия успешно провела летные испытания демонстрационного беспилотного самолета с ГПВРД". The Times of India . 12 июня 2019 г.
30. "Индия проводит испытания демонстрационного аппарата гиперзвуковых технологий". Business Standard . 12 июня 2019 г.
31. "Концепция гиперзвукового воздушно-реактивного оружия (HAWC) DARPA достигла успешного полета". Пресс-релиз DARPA . DARPA . 27 сентября 2021 г.
32. «США испытали гиперзвуковую ракету в середине марта, но держали это в тайне, чтобы избежать эскалации напряженности с Россией». CNN . 5 апреля 2022 г.
33. https://www.darpa.mil/news-events/2022-04-05 ^{[ пустой URL ]}
34. LaRC, Боб Аллен. "NASA - How Scramjets Work". www.nasa.gov . Архивировано из оригинала 2 декабря 2022 г. . Получено 2 декабря 2022 г. .
35. Сигал 2009, стр. 1.
36. Колагуори, Нэнси; Киддер, Брайан (26 мая 2010 г.). "Pratt & Whitney Rocketdyne Scramjet Powers Historic First Flight of X-51A WaveRider" (пресс-релиз). Уэст-Палм-Бич, Флорида : Pratt & Whitney Rocketdyne . Архивировано из оригинала 1 января 2011 г. Получено 12 февраля 2016 г.
37. "Экспериментальный самолет ВВС становится гиперзвуковым". Phys.org . Omicron Technology Limited. 3 мая 2013 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Получено 12 февраля 2016 г.
38. Сигал 2009, стр. 3–11.
39. Hill & Peterson 1992, стр. 21.
40. Сигал 2009, стр. 4.
41. Анализ процесса зажигания в гиперзвуковом воздушно-реактивном двигателе при низких и высоких скоростях подачи топлива, Гарет Данлэп, Элиас Фекаду, Бен Гроув, Ник Габса, Кеннет Ю, Камило Муньос, Джейсон Берр.
42. "Scramjets". Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Получено 12 февраля 2016 года .
43. Полл, А.; Сталкер, Р. Дж.; Ми, ДЖ. (1 января 1995 г.). «Эксперименты по сверхзвуковому прямоточному воздушно-реактивному движению в ударной трубе». Исследования явлений ГПВРД в ударной трубе 1994 г. Университет Квинсленда . hdl :2060/19960001680.
44. Воланд, РТ; Ауслендер, А.Х.; Смарт, МК; Рудаков, А.С.; Семенов, В.Л.; Копченов, В. (1999). Летные и наземные испытания Scramjet CIAM/NASA на скорости 6,5 Маха . 9-я Международная конференция по космическим самолетам, гиперзвуковым системам и технологиям. Норфолк, Вирджиния : AIAA . doi :10.2514/MHYTASP99. hdl :2060/20040087160.
45. "Программа Hy-V – Наземные испытания". Исследования . Университет Вирджинии . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Получено 12 февраля 2016 года .
46. "Испытательная установка Scramjet с дуговым нагревом". Исследовательский центр NASA Langley . 17 ноября 2005 г. Архивировано из оригинала 24 октября 2010 г. Получено 18 августа 2009 г.
47. "Combustion-Heated Scramjet Test Facility". NASA Langley Research Center . 17 ноября 2005 г. Архивировано из оригинала 24 октября 2010 г. Получено 12 февраля 2016 г.
48. Guan, Xingyi; Das, Akshaya; Stein, Christopher J.; Heidar-Zadeh, Farnaz; Bertels, Luke; Liu, Meili; Haghighatlari, Mojtaba; Li, Jie; Zhang, Oufan; Hao, Hongxia; Leven, Itai; Head-Gordon, Martin; Head-Gordon, Teresa (17 мая 2022 г.). "Набор контрольных данных для сжигания водорода". Scientific Data . 9 (1): 215. Bibcode : 2022NatSD...9..215G. doi : 10.1038/s41597-022-01330-5. ISSN  2052-4463. PMC 9114378. PMID 35581204  . 
49. "Космические ракеты-носители – Дельта". www.braeunig.us .
50. Rathore, Mahesh M. (2010). «Реактивные и ракетные двигатели». Тепловая инженерия. Нью-Дели, Индия: Tata McGraw-Hill Education . стр. 966. ISBN 978-0-07-068113-2. Получено 12 февраля 2016 г. . У гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя очень плохое отношение тяги к весу (~2).
51. Джонс, Лайонел С.; Шоу, Алан; Шарфман, Питер; Уильямсон, Рэй А.; ДалБелло, Ричард (1989). «Национальный аэрокосмический самолет». Путешествие туда и обратно на орбиту: альтернативы пилотируемым космическим полетам. Вашингтон, округ Колумбия: Конгресс Соединенных Штатов . стр. 78. ISBN 978-1-4289-2233-4. Получено 12 февраля 2016 г.
52. Varvill, Richard; Bond, Alan (2003). "A Comparison of Propulsion Concepts for SSTO Reusable Launchers" (PDF) . Journal of the British Interplanetary Society . 56 : 108–117. Bibcode :2003JBIS...56..108V. ISSN  0007-084X. Архивировано из оригинала (PDF) 28 июня 2012 г. . Получено 12 февраля 2016 г. .
53. Mateu, Marta Marimon (2013). "Исследование воздушно-реактивного двигателя для гиперзвукового полета" (PDF) . Universitat Politècnica de Catalunya . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 г. . Получено 12 февраля 2016 г. Рисунок 9-10, страница 20
54. "Параметры орбиты – Низкие круговые орбиты Земли". Космическое наблюдение . Австралийская космическая академия. Архивировано из оригинала 11 февраля 2016 года . Получено 11 февраля 2016 года .
55. Корс, Дэвид Л. (1990). Экспериментальное исследование двумерного двухрежимного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя с водородным топливом при числе Маха 4–6. 2-я Международная конференция по аэрокосмическим самолетам. Орландо, Флорида : AIAA . doi :10.2514/MIAPC90.
56. "FAA Promulgates Strict New Sonic Boom Regulation". The Environmental Law Reporter . Environmental Law Institute . 1973. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Получено 12 февраля 2016 года .
57. "Sec. 91.817 — Звуковой удар гражданских самолетов". Правила FAA . RisingUp Aviation. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Получено 12 февраля 2016 года .
58. «Случайное местоположение». www.random.org . 2019.
59. Bogar, Thomas J.; Forward, Robert L.; Bangham, Michal E.; Lewis, Mark J. (9 ноября 1999 г.). Система запуска орбитального троса гиперзвукового самолета (HASTOL) (PDF) . Встреча стипендиатов NIAC. Атланта , Джорджия: Институт передовых концепций NASA . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 г.

Библиография

• Аэрокосмический самолет – 1961. Обзор аэрокосмических проектов, том 2, № 5.
• Аспекты аэрокосмического самолета. Flight International, 2 января 1964 г., страницы 36–37.
• Сигал, Корин (2009). Scramjet Engine: Processes and Characteristics. Нью-Йорк: Cambridge University Press . ISBN 978-0-521-83815-3. Получено 13 февраля 2016 г. {{cite book}}: |work=проигнорировано ( помощь )
• Хилл, Филип Грэм; Петерсон, Карл Р. (1992). Механика и термодинамика движения (2-е изд.). Рединг, Массачусетс : Addison-Wesley Publishing Company . ISBN 978-0-201-14659-2. Получено 13 февраля 2016 г.
• Биллиг, Фредерик С. (1993). SCRAM — сверхзвуковая ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. 29-я совместная конференция и выставка по движению. Монтерей, Калифорния : AIAA . doi :10.2514/MJPC93.
• Ingenito, Antonella; Bruno, Claudio (2010). «Физика и режимы сверхзвукового горения». Журнал AIAA . 48 (3): 515–525. Bibcode : 2010AIAAJ..48..515I. doi : 10.2514/1.43652. hdl : 11573/335488. ISSN  0001-1452.
• «По следам Scramjet». The Lab . ABC . 17 октября 2002 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Получено 13 февраля 2016 г.
• «Испытания революционного реактивного двигателя». BBC News . BBC . 25 марта 2006 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Получено 13 февраля 2016 г.
• "Франция поддерживает российские испытания SCRAMJET". Skunk Works Digest . 12 декабря 1992 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Получено 13 февраля 2016 г.
• Шнайдер, Дэвид (2002). «Жгучий вопрос». American Scientist . 90 (6): 1. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Получено 13 февраля 2016 г.
• «Hypersonic Scramjet Projectile Flys In Missile Test». SpaceDaily . Ронконкома, Нью-Йорк : Space Media Network. 4 сентября 2001 г. Получено 13 февраля 2016 г.
• "Национальный план по гиперзвуку". Исследовательский центр NASA Langley . 13 августа 2003 г. Архивировано из оригинала 7 августа 2005 г.
• Смит, Иветт (2 октября 2010 г.). "X-43A". Миссии . NASA . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. . Получено 13 февраля 2016 г. .
• "HyShot". Центр гиперзвуковых технологий . Университет Квинсленда . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Получено 13 февраля 2016 года .
• Суинерд, Грэм (2010). Как летают космические корабли: космические полеты без формул. Книги Коперника. ISBN 978-1-4419-2629-6.

Внешние ссылки

• Коволт, Крейг (17 мая 2010 г.). "Hypersonic X-51 Scramjet to Launch Test Flight in May". Space.com . Покупка . Архивировано из оригинала 25 ноября 2010 г.
• Guinan, Daniel P.; Drake, Alan; Andreadis, Dean; Beckel, Stephen A. (26 апреля 2005 г.). "Патент США: 6883330: Конструкция входного отверстия с изменяемой геометрией для реактивного двигателя с крау-реактивным двигателем". USPTO . Архивировано из оригинала 17 октября 2015 г. . Получено 13 февраля 2016 г. .
• Спенсер, Генри. "Уравнение жидкостно-воздушного цикла ракеты". Island One Society. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Получено 13 февраля 2016 г.
• Леонард, Дэвид (16 августа 2002 г.). "Результаты уже есть: испытание HyShot Scramjet прошло успешно". Space.com . Архивировано из оригинала 26 сентября 2009 г.
• Wickham, Chris (28 ноября 2012 г.). «Британская компания заявляет о самом большом прогрессе в области двигателей со времен реактивного самолета». Reuters . Thomson Reuters Corporation . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. . Получено 13 февраля 2016 г. .
• Satish, Kumar. "Scramjet Combustor Development" (PDF) . Combustion Institute (Indian Section). Архивировано (PDF) из оригинала 13 февраля 2016 г. . Получено 13 февраля 2016 г. .
• Ван, Брайан (10 июня 2011 г.). «Aerojet имеет новые планы по Mach 7 и многоразовому гиперзвуковому транспортному средству». Новое большое будущее. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Получено 13 февраля 2016 г.