ГПВРД

Реактивный двигатель, в котором сгорание происходит в сверхзвуковом потоке воздуха.

ГПВРД ( ПВРД сверхзвукового сгорания ) — вариант прямоточного воздушно -реактивного двигателя , в котором сгорание происходит в сверхзвуковом потоке воздуха . Как и в прямоточных воздушно-реактивных двигателях, ^[1] ГПВРД использует высокую скорость транспортного средства для сильного сжатия поступающего воздуха перед сгоранием (следовательно, прямоточным воздушно-реактивным двигателем), но в то время как ПВРД замедляет воздух до дозвуковых скоростей перед сгоранием с помощью ударных конусов , у ГПВРД нет ударного конуса. и замедляет поток воздуха, используя ударные волны, создаваемые источником возгорания вместо ударного конуса. ^[2] Это позволяет ГПВРД эффективно работать на чрезвычайно высоких скоростях. ^[3]

История

До 2000 года

Bell X-1 достиг сверхзвукового полета в 1947 году, а к началу 1960-х годов быстрый прогресс в направлении более быстрых самолетов позволил предположить, что уже через несколько лет действующие самолеты будут летать на «гиперзвуковых» скоростях. За исключением специализированных ракетно-исследовательских аппаратов, таких как North American X-15 и других космических аппаратов с ракетными двигателями , максимальная скорость самолетов осталась на одном уровне, обычно в диапазоне от  1 до  3 Маха.

Во время программы аэрокосмических самолетов США, между 1950-ми и серединой 1960-х годов, Александр Картвели и Антонио Ферри были сторонниками подхода к использованию ГПВРД.

В 1950-х и 1960-х годах в США и Великобритании было построено и наземно испытано множество экспериментальных прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Антонио Ферри успешно продемонстрировал ГПВРД, создающий полезную тягу в ноябре 1964 года, в конечном итоге создав 517 фунтов силы (2,30 кН), что составляет около 80% от его цели. В 1958 году в аналитической статье обсуждались достоинства и недостатки прямоточных воздушно-реактивных двигателей сверхзвукового сгорания. ^[4] В 1964 году Фредерик С. Биллиг и Гордон Л. Даггер подали заявку на патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель сверхзвукового сгорания, основанный на докторской диссертации Биллига. Этот патент был выдан в 1981 году после снятия режима секретности. ^[5]

В 1981 году испытания были проведены в Австралии под руководством профессора Рэя Сталкера на наземном испытательном полигоне Т3 АНУ. ^[6]

Первые успешные летные испытания ГПВРД были проведены совместно с НАСА над Советским Союзом в 1991 году. Это был осесимметричный двухрежимный ГПВРД, работающий на водородном топливе, разработанный Центральным институтом авиационного моторостроения (ЦИАМ) в Москве в конце 1991 года. 1970-е годы, но был модернизирован с использованием сплава FeCrAl на переоборудованной ракете SM-6 для достижения начальных параметров полета 6,8 Маха, до того как ГПВРД летал со скоростью 5,5 Маха. Полет с ГПВРД осуществлялся на борту зенитной ракеты СА-5 , которая включала в себя экспериментальную установку обеспечения полета, известную как «Гиперзвуковая летающая лаборатория» (ГЛЛ) «Холод». ^[7]

Затем, с 1992 по 1998 год, ЦИАМ совместно с Францией, а затем с НАСА провел еще шесть летных испытаний осесимметричного высокоскоростного ГПВРД-демонстратора . ^{[8] [9]} Была достигнута максимальная скорость полета более  6,4 Маха и продемонстрирована работа ГПВРД в течение 77 секунд. Эта серия летных испытаний также позволила получить представление об автономном гиперзвуковом управлении полетом.

2000-е

Художественная концепция НАСА X-43 с ГПВРД, прикрепленным к нижней части.

В 2000-е годы был достигнут значительный прогресс в развитии гиперзвуковых технологий, в частности в области прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Проект HyShot продемонстрировал сгорание прямоточного воздушно-реактивного двигателя 30 июля 2002 года. ГПВРД работал эффективно и продемонстрировал сверхзвуковое сгорание в действии. Однако двигатель не был предназначен для обеспечения тяги, необходимой для движения корабля. Он был разработан более или менее как демонстратор технологий. ^[10]

Совместная британско-австралийская группа из британской оборонной компании Qinetiq и Университета Квинсленда была первой группой, которая продемонстрировала работу ГПВРД в атмосферных испытаниях. ^[11]

Hyper-X заявила о первом полете тягового прямоточного двигателя с полностью аэродинамическими маневренными поверхностями в 2004 году на самолете X-43A . ^{[12] [13]} Последний из трех испытаний ГПВРД X-43A  на короткое время достиг скорости 9,6 Маха. ^[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 ГПВРД на скорости  10 Маха с использованием ракетных двигателей для разгона испытательной машины до гиперзвуковых скоростей. ^{[15] [16]}

Серия наземных испытаний ГПВРД была завершена на испытательном стенде НАСА с дуговым нагревом ГПВРД (AHSTF) в смоделированных условиях полета на скорости 8 Маха  . Эти эксперименты использовались для поддержки второго полета HIFiRE. ^[17]

22 мая 2009 года Вумера провел первый успешный испытательный полет гиперзвукового самолета в рамках HIFiRE (Международные гиперзвуковые летно-исследовательские эксперименты). Запуск был одним из десяти запланированных испытательных полетов. Серия полетов является частью совместной исследовательской программы Организации оборонной науки и технологий и ВВС США, получившей обозначение HIFiRE. ^[18] HIFiRE исследует гиперзвуковую технологию и ее применение в современных космических ракетах-носителях с прямоточным воздушно-реактивным двигателем; Цель состоит в том, чтобы поддержать новый демонстратор ГПВРД Boeing X-51 , а также создать прочную базу данных летных испытаний для разработки космических запусков быстрого реагирования и гиперзвукового оружия «быстрого удара». ^[18]

2010-е годы

22 и 23 марта 2010 года австралийские и американские ученые-военнослужащие успешно испытали гиперзвуковую ракету (HIFiRE). Он достиг атмосферной скорости «более 5000 километров в час» (  4 Маха) после взлета с испытательного полигона Вумера в глубинке Южной Австралии. ^{[19] [20]}

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

16 ноября 2010 года австралийские ученые из Университета Нового Южного Уэльса при Академии сил обороны Австралии успешно продемонстрировали, что высокоскоростной поток в негорючем прямоточном воздушно-реактивном двигателе можно зажечь с помощью импульсного лазерного источника. ^[24]

Дальнейшие испытания X-51A Waverider провалились 15 августа 2012 года. Попытка продолжительного полета на ГПВРД на скорости  6 Маха была прервана, когда всего через 15 секунд полета корабль X-51A потерял управление и развалился на части, упав. в Тихий океан к северо-западу от Лос-Анджелеса. Причиной поломки назвали неисправный рулевой стабилизатор. ^[25]

В мае 2013 года X-51A Waverider достиг скорости 4828 км/ч (  3,9 Маха) за трехминутный полет на ГПВРД. WaveRider был сброшен на высоте 50 000 футов (15 000 м) с бомбардировщика B-52, а затем разогнался до  4,8 Маха с помощью твердотопливного ракетного ускорителя, который затем отделился до того, как сработал прямоточный воздушно-реактивный двигатель WaveRider. ^[26]

28 августа 2016 года индийское космическое агентство ISRO провело успешные испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя на двухступенчатой ​​твердотопливной ракете. Двойные ГПВРД были установлены в задней части второй ступени двухступенчатой ​​твердотопливной ракеты-зонда под названием Advanced Technology Vehicle (ATV), которая является усовершенствованной ракетой-зондом ISRO. Сдвоенные ГПВРД загорелись на второй ступени ракеты, когда вездеход достиг скорости 7350 км/ч (  6 Маха) на высоте 20 км. ГПВРД работали в течение примерно 5 секунд. ^{[27] [28]}

12 июня 2019 года Индия успешно провела первые летные испытания своего демонстрационного беспилотного прямоточного воздушно-реактивного самолета собственной разработки для полета на гиперзвуковой скорости с базы на острове Абдул-Калам в Бенгальском заливе примерно в 11:25. Самолет получил название « Машина-демонстратор гиперзвуковых технологий» . Испытание провела Организация оборонных исследований и разработок . Самолет является важным компонентом программы страны по созданию гиперзвукового крылатого ракетного комплекса. ^{[29] [30]}

2020-е годы

27 сентября 2021 года DARPA объявило об успешном полете своей гиперзвуковой крылатой ракеты с гиперзвуковым воздушно-реактивным двигателем . ^[31] Еще одно успешное испытание было проведено в середине марта 2022 года на фоне вторжения России в Украину . Подробности держались в секрете, чтобы избежать эскалации напряженности в отношениях с Россией , но в начале апреля их раскрыл неназванный представитель Пентагона . ^{[32] [33]}

Принципы дизайна

ГПВРД — это тип реактивного двигателя, в котором для создания тяги используется сгорание топлива и окислителя. Подобно обычным реактивным двигателям, самолеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем несут топливо на борту и получают окислитель путем поглощения атмосферного кислорода (по сравнению с ракетами , которые несут и топливо, и окислитель ). Это требование ограничивает ГПВРД суборбитальными атмосферными двигателями, где содержание кислорода в воздухе достаточно для поддержания горения.

ГПВРД состоит из трех основных компонентов: сужающегося воздухозаборника, в котором сжимается поступающий воздух; камера сгорания, в которой газообразное топливо сжигается с кислородом воздуха для получения тепла; и расширяющееся сопло, в котором нагретый воздух ускоряется для создания тяги . ^[34] В отличие от типичного реактивного двигателя, такого как турбореактивный или турбовентиляторный двигатель, в ГПВРД не используются вращающиеся веерообразные компоненты для сжатия воздуха; скорее, достижимая скорость самолета, движущегося в атмосфере, заставляет воздух сжиматься внутри воздухозаборника. ^[34] Таким образом, в ГПВРД не требуются движущиеся части . Для сравнения, типичные турбореактивные двигатели требуют нескольких ступеней вращающихся роторов компрессора и нескольких вращающихся ступеней турбины , и все это увеличивает вес, сложность и большее количество точек отказа двигателя.

Из-за особенностей конструкции работа ГПВРД ограничена скоростями, близкими к гиперзвуковым . Поскольку в них отсутствуют механические компрессоры, ГПВРД требуют высокой кинетической энергии гиперзвукового потока для сжатия поступающего воздуха до рабочих условий. Таким образом, летательный аппарат с прямоточным воздушно-реактивным двигателем необходимо разогнать до необходимой скорости (обычно около  4 Маха) с помощью каких-либо других средств движения, таких как турбореактивные или ракетные двигатели. ^[35] В полете экспериментального самолета Boeing X-51A с прямоточным воздушно -реактивным двигателем испытательный корабль был поднят на высоту полета самолетом Boeing B-52 Stratofortress, после чего был выпущен и разогнался с помощью съемной ракеты почти до скорости  4,5 Маха. ^[36] В мае 2013 года еще один полет достиг увеличенной скорости до  5,1 Маха. ^[37]

Хотя ГПВРД концептуально просты, реальная реализация ограничена серьезными техническими проблемами. Гиперзвуковой полет в атмосфере создает огромное сопротивление, а температура на самолете и внутри двигателя может быть намного выше, чем температура окружающего воздуха. Поддержание горения в сверхзвуковом потоке представляет дополнительные проблемы, поскольку топливо необходимо впрыскивать, смешивать, воспламенять и сжигать в течение миллисекунд. Хотя технология ГПВРД находится в стадии разработки с 1950-х годов, только совсем недавно ГПВРД успешно достигли полета с приводом. ^[38]

Области сжатия, сгорания и расширения: (а) турбореактивных, (б) прямоточных воздушно-реактивных двигателей и (в) прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

ГПВРД предназначены для работы на гиперзвуковом режиме полета, вне досягаемости турбореактивных двигателей, и наряду с прямоточными воздушно-реактивными двигателями заполняют пробел между высоким КПД турбореактивных двигателей и высокой скоростью ракетных двигателей. Двигатели на базе турбомашин , хотя и высокоэффективны на дозвуковых скоростях, становятся все более неэффективными на околозвуковых скоростях, поскольку роторы компрессоров турбореактивных двигателей требуют для работы дозвуковых скоростей. Хотя поток от околозвуковых скоростей до низких сверхзвуковых скоростей можно замедлить до этих условий, это на сверхзвуковых скоростях приводит к огромному увеличению температуры и потере общего давления потока. При скорости  3–4 Маха турбомашины уже бесполезны, и предпочтительным методом становится поршневое сжатие. ^[39]

ПВРД используют высокоскоростные характеристики воздуха, чтобы буквально «нагнетать» воздух через впускной диффузор в камеру сгорания. На околозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета воздух перед входным отверстием не может достаточно быстро уйти с пути и сжимается внутри диффузора, прежде чем распылиться в камеру сгорания. Сгорание в прямоточном воздушно-реактивном двигателе происходит с дозвуковой скоростью, как и в турбореактивных двигателях, но продукты сгорания затем разгоняются через сужающееся-расширяющееся сопло до сверхзвуковых скоростей. Поскольку у них нет механических средств сжатия, ПВРД не могут стартовать с места и обычно не достигают достаточного сжатия до сверхзвукового полета. Отсутствие сложной турбомашины позволяет ПВРД справляться с повышением температуры, связанным с замедлением сверхзвукового потока до дозвуковых скоростей. Однако с ростом скорости внутренняя энергия потока после диффузора быстро растет, поэтому относительный прирост энергии за счет сгорания топлива становится меньше, что приводит к снижению КПД двигателя. Это приводит к уменьшению тяги, создаваемой ПВРД на более высоких скоростях. ^[39]

Таким образом, для создания тяги на очень высоких скоростях необходимо жестко контролировать повышение давления и температуры набегающего воздушного потока. В частности, это означает, что нельзя допускать замедления воздушного потока до дозвуковой скорости. В такой установке не только смешивание топлива с воздухом представляет собой инженерную задачу, но и скорость сгорания топливно-воздушных смесей становится проблемой. Кроме того, необходимо максимально увеличить относительное увеличение внутренней энергии в камере сгорания. Следовательно, современная технология ГПВРД требует использования высокоэнергетического топлива и схем активного охлаждения для поддержания устойчивой работы, часто с использованием методов водородного и регенеративного охлаждения . ^[40]

Теория

Все ГПВРД имеют воздухозаборник, сжимающий поступающий воздух, топливные форсунки, камеру сгорания и сопло с расширяющейся тягой . Иногда двигатели также включают в себя область, которая действует как держатель пламени , хотя высокие температуры застоя означают, что можно использовать область сфокусированных волн, а не отдельную часть двигателя, как это наблюдается в газотурбинных двигателях. В других двигателях используются пирофорные присадки к топливу, такие как силан , чтобы избежать возгорания. Изолятор между впускным отверстием и камерой сгорания часто включается для улучшения однородности потока в камере сгорания и расширения рабочего диапазона двигателя.

Визуализация ударной волны, проведенная Университетом Мэриленда с использованием шлирен-визуализации, показала, что топливная смесь контролирует сжатие, создавая противодавление и ударные волны, которые замедляют и сжимают воздух перед воспламенением, во многом подобно ударному конусу прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Изображение показало, что чем выше расход топлива и сгорание, тем больше ударных волн образуется перед камерой сгорания, которые замедляют и сжимают воздух перед воспламенением. ^[41]

Изображение вычислительной гидродинамики (CFD) НАСА X-43A с ГПВРД, прикрепленным к нижней стороне, на скорости  7 Маха

ГПВРД напоминает прямоточный воздушно-реактивный двигатель . В типичном прямоточном воздушно-реактивном двигателе сверхзвуковой поток двигателя замедляется на входе до дозвуковых скоростей, а затем повторно ускоряется через сопло до сверхзвуковых скоростей для создания тяги. Это замедление, вызванное обычным ударом , создает общую потерю давления , которая ограничивает верхнюю рабочую точку прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Для ГПВРД кинетическая энергия набегающего воздуха, поступающего в ГПВРД, в значительной степени сравнима с энергией, выделяемой в результате реакции содержащегося в воздухе кислорода с топливом (например, водородом). Таким образом, теплота, выделяющаяся при сгорании при скорости  2,5 Маха, составляет около 10% от общей энтальпии рабочего тела. В зависимости от топлива кинетическая энергия воздуха и потенциальное выделение тепла при сгорании будут равны примерно  8 Махам. Таким образом, конструкция ГПВРД направлена ​​как на минимизацию сопротивления, так и на максимизацию тяги.

Эта высокая скорость затрудняет контроль потока внутри камеры сгорания. Поскольку поток сверхзвуковой, влияние вниз по потоку не распространяется в набегающем потоке камеры сгорания. Дроссельное регулирование входа в сопло не является применимым методом управления. Фактически, блок газа, поступающий в камеру сгорания, должен смешаться с топливом и иметь достаточно времени для инициирования и реакции, все время перемещаясь со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания, прежде чем сгоревший газ расширится через тяговое сопло. Это предъявляет строгие требования к давлению и температуре потока и требует, чтобы впрыск топлива и его смешивание были чрезвычайно эффективными. Полезное динамическое давление находится в диапазоне от 20 до 200 килопаскалей (от 2,9 до 29,0 фунтов на квадратный 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 воздушным потоком, которые могли бы способствовать этому, физически невозможны в ракете-носителе с прямоточным воздушно-реактивным двигателем из-за большого диапазона скоростей и высот, а это означает, что она должна двигаться на высоте, соответствующей ее скорости. Поскольку плотность воздуха уменьшается на больших высотах, ГПВРД должен набирать высоту с определенной скоростью по мере ускорения, чтобы поддерживать постоянное давление воздуха на впуске. Этот оптимальный профиль подъема/спуска называется «траекторией постоянного динамического давления». Предполагается, что ГПВРД смогут работать на высоте до 75 км. ^[42]

Впрыск топлива и управление им также потенциально сложны. Одна из возможностей заключается в том, что топливо будет сжиматься до 100 бар с помощью турбонасоса, нагреваться фюзеляжем, направляться через турбину и ускоряться до более высоких скоростей, чем воздух, с помощью сопла. Потоки воздуха и топлива пересекаются в гребнеобразной структуре, образующей большую границу раздела. Турбулентность из-за более высокой скорости топлива приводит к дополнительному перемешиванию. Сложные виды топлива, такие как керосин, нуждаются в длинном двигателе 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 прямоточным воздушно-реактивным двигателем, сжатый поток после сгорания должен оставаться сверхзвуковым. Здесь необходимо соблюдать два ограничения: во-первых, поскольку при сжатии сверхзвукового потока он замедляется, уровень сжатия должен быть достаточно низким (или достаточно высокой начальной скоростью), чтобы не замедлять газ ниже  1 Маха. ГПВРД опустится ниже  1 Маха, двигатель «захлебнется», перейдя на дозвуковой поток в камере сгорания. Этот эффект хорошо известен экспериментаторам по ГПВРД, поскольку волны, вызванные дросселированием, легко наблюдать. Кроме того, внезапное повышение 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), хотя газ все еще движется с той же скоростью. Форсирование скорости потока воздуха в камере сгорания ниже  1 Маха таким образом называется «тепловым дросселированием». Понятно, 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 прямоточный воздушно-реактивный двигатель преобразуется в прямоточный воздушно-реактивный двигатель в  диапазоне 3–6 Маха, известные как двухрежимные прямоточные воздушно-реактивные двигатели. ^[44] Однако в этом диапазоне двигатель все еще получает значительную тягу от дозвукового сгорания прямоточного воздушно-реактивного типа.

Высокая стоимость летных испытаний и отсутствие наземной базы препятствовали разработке ГПВРД. Большой объем экспериментальных работ по ГПВРД проводился на криогенных установках, в испытаниях с прямым подключением или в горелках, каждая из которых имитирует один аспект работы двигателя. Кроме того, дефектные установки (с возможностью контроля примесей воздуха ^[45] ), хранилища с подогревом, дуговые установки и различные типы ударных туннелей имеют ограничения, которые не позволяют идеально моделировать работу ГПВРД. Летные испытания HyShot показали актуальность моделирования 1:1 условий в ударных туннелях Т4 и HEG, несмотря на наличие холодных моделей и короткое время испытаний . Испытания NASA - CIAM обеспечили аналогичную проверку для установки CIAM C-16 V/K, а проект Hyper-X, как ожидается, обеспечит аналогичную проверку для Langley AHSTF, ^[46] CHSTF, ^[47] и 8-футового (2,4 м) HTT. .

Вычислительная гидродинамика появилась совсем недавно  ^{[ когда? ]} достиг возможности проводить разумные вычисления при решении проблем работы ГПВРД. Моделирование пограничного слоя, турбулентное перемешивание, двухфазный поток, разделение потоков и аэротермодинамика реального газа по-прежнему остаются проблемами на переднем крае CFD. Кроме того, моделирование кинетически-ограниченного горения с использованием очень быстро реагирующих веществ, таких как водород, предъявляет серьезные требования к вычислительным ресурсам. ^[48] ​​Схемы реакций являются численно жесткими и требуют сокращенных схем реакций. ^{[ нужны разъяснения ]}

Большая часть экспериментов с ГПВРД остается засекреченной . Несколько групп, в том числе ВМС США с двигателем SCRAM в период с 1968 по 1974 год и программа Hyper-X с X-43A , заявили об успешной демонстрации технологии ГПВРД. Поскольку эти результаты не были опубликованы открыто, они остаются непроверенными и окончательного метода проектирования ГПВРД до сих пор не существует.

Окончательное применение ГПВРД, скорее всего, будет связано с двигателями, которые могут работать за пределами рабочего диапазона ГПВРД. ^{[ нужна ссылка ]} Двухрежимные ГПВРД сочетают дозвуковое и сверхзвуковое сгорание для работы на более низких скоростях, а ракетные двигатели комбинированного цикла (RBCC) дополняют традиционную ракетную двигательную установку с помощью 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

Самолет

1. Не нужно переносить кислород
2. Отсутствие вращающихся частей упрощает изготовление по сравнению с турбореактивным двигателем.
3. Имеет более высокий удельный импульс (изменение количества движения на единицу топлива), чем ракетный двигатель; может обеспечить от 1000 до 4000 секунд, тогда как ракета обычно обеспечивает около 450 секунд или меньше. ^[49]
4. Более высокая скорость может означать более дешевый доступ в космическое пространство в будущем.
5. Сложное/дорогое тестирование и разработка.
6. Очень высокие начальные требования к двигательной установке

В отличие от ракеты, которая быстро проходит через атмосферу преимущественно вертикально, или турбореактивного или прямоточного воздушно-реактивного двигателя, летящего на гораздо меньших скоростях, гиперзвуковой воздушно-реактивный аппарат оптимально летит по «пониженной траектории», оставаясь в атмосфере на гиперзвуковых скоростях. Поскольку ГПВРД имеют посредственную тяговооруженность, ^[50] ускорение будет ограничено. Следовательно, время пребывания в атмосфере на сверхзвуковой скорости будет значительным, возможно, 15–30 минут. Подобно возвращающемуся космическому кораблю, теплоизоляция будет сложной задачей, причем защита потребуется на более длительный срок, чем у типичной космической капсулы , хотя и меньше, чем у космического корабля "Шаттл" .

Новые материалы обеспечивают хорошую изоляцию при высоких температурах, но при этом они часто жертвуют собой. Поэтому в исследованиях часто планируют «активное охлаждение», при котором охлаждающая жидкость, циркулирующая по обшивке автомобиля, предотвращает ее распад. Часто охлаждающей жидкостью является само топливо, примерно так же, как современные ракеты используют собственное топливо и окислитель в качестве охлаждающей жидкости для своих двигателей. Все системы охлаждения увеличивают вес и сложность системы запуска. Охлаждение ГПВРД таким образом может привести к повышению эффективности, поскольку тепло добавляется к топливу перед его поступлением в двигатель, но приводит к увеличению сложности и веса, что в конечном итоге может перевесить любой выигрыш в производительности.

Удельный импульс различных двигателей

Характеристики пусковой системы сложны и во многом зависят от ее веса. Обычно летательные аппараты проектируются так, чтобы максимизировать дальность ( ), радиус орбиты ( ) или массовую долю полезной нагрузки ( ) для данного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссу между эффективностью двигателя (взлетный вес топлива) и сложностью двигателя (взлетный сухой вес), который может быть выражен следующим образом: ${\displaystyle R}$ ${\displaystyle R}$ ${\displaystyle \Gamma }$

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

Где :

• ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}={\frac {m_{\text{empty}}}{m_{\text{initial}}}}}$— массовая доля пустого топлива, представляющая вес надстройки, резервуара 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, израсходованных во время запуска.
• ${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{\text{initial}}}{m_{\text{payload}}}}}$- начальная массовая доля, обратная массовой доле полезной нагрузки. Это показывает, какой объем 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 (а это будет увеличение полезной нагрузки, доставляемой к месту назначения при постоянной взлетной массе автомобиля). Логика, лежащая в основе усилий по управлению ГПВРД, заключается (например) в том, что сокращение топлива уменьшает общую массу на 30%, а увеличение веса двигателя добавляет 10% к общей массе транспортного средства. К сожалению, неопределенность в расчете любых изменений массы или эффективности транспортного средства настолько велика, что несколько разные предположения относительно эффективности или массы двигателя могут служить одинаково хорошими аргументами за или против транспортных средств с ГПВРД. ${\displaystyle \Pi _{\text{e}}}$ ${\displaystyle \Pi _{\text{f}}}$ ${\displaystyle \Gamma }$

Кроме того, необходимо учитывать сопротивление новой конфигурации. Сопротивление всей конфигурации можно рассматривать как сумму сопротивления транспортного средства ( ) и сопротивления двигательной установки ( ). Сопротивление установки традиционно возникает из-за пилонов и связанного потока, создаваемого струей двигателя, и является функцией настройки дроссельной заслонки. Поэтому часто пишут так: ${\displaystyle D}$ ${\displaystyle D_{\text{e}}}$

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

Где:

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

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

Общий КПД двигателя можно представить как значение от 0 до 1 ( ) в терминах удельного импульса 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:

• ${\displaystyle g_{0}}$ускорение силы тяжести на уровне земли
• ${\displaystyle V_{0}}$это скорость автомобиля
• ${\displaystyle I_{\text{sp}}}$это удельный импульс
• ${\displaystyle h_{\text{PR}}}$это теплота реакции топлива

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

Удельный импульс ракетного двигателя не зависит от скорости и обычно составляет от 200 до 600 секунд (450  с для главных двигателей космического корабля). Удельный импульс ГПВРД меняется в зависимости от скорости, уменьшаясь на более высоких скоростях, начиная примерно с 1200 ^с  , ^хотя значения в литературе различаются ^{. [ нужна цитата ]}

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

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

При этом для одноступенчатого перевода на орбиту это можно выразить 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 воздушного старта ( 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:

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

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

• Одноступенчатый автомобиль
• Аэродинамическая подъемная сила у заатмосферного подъемника отсутствует.

Однако они справедливы в основном для всех двигателей.

ГПВРД не может создавать эффективную тягу, если не разгоняется до высокой скорости, около  5 Маха, хотя в зависимости от конструкции он может действовать как прямоточный воздушно-реактивный двигатель на низких скоростях. Самолету с горизонтальным взлетом для взлета потребуются обычные турбовентиляторные , турбореактивные или ракетные двигатели, достаточно большие, чтобы переместить тяжелый корабль. Также потребуется топливо для этих двигателей, а также все связанные с ним монтажные конструкции и системы управления. Турбореактивные и турбореактивные двигатели тяжелы и не могут легко превысить  скорость 2–3 Маха, поэтому для достижения рабочей скорости ГПВРД потребуется другой метод движения. Это могут быть прямоточные воздушно-реактивные двигатели или ракеты . Им также потребуются собственные отдельные системы подачи топлива, конструкции и системы. Вместо этого многие предложения предусматривают создание первой ступени сбрасываемых твердотопливных ракетных ускорителей , что значительно упрощает конструкцию.

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

В отличие от средств реактивных или ракетных двигательных установок, которые можно испытывать на земле, при испытаниях конструкций ГПВРД используются чрезвычайно дорогие гиперзвуковые испытательные камеры или дорогие ракеты-носители, что приводит к высоким затратам на оборудование. Испытания с использованием запущенных испытательных транспортных средств обычно заканчиваются разрушением объекта испытаний и приборов.

Орбитальные аппараты

Преимущество гиперзвукового воздушно-реактивного аппарата (обычно с прямоточным воздушно-реактивным двигателем), такого как Х-30, заключается в отсутствии или, по крайней мере, снижении необходимости перевозки окислителя. Например, внешний бак космического корабля "Шаттл" вмещал 616 432,2 кг жидкого кислорода (LOX) и 103 000 кг жидкого водорода (LH ₂ ) при пустой массе 30 000 кг. Полная масса орбитального корабля составляла 109 000 кг при максимальной полезной нагрузке около 25 000 кг, а для вывода узла со стартовой площадки шаттл использовал два очень мощных твердотопливных ракетных ускорителя массой 590 000 кг каждый. Если бы можно было исключить кислород, аппарат мог бы быть легче при взлете и, возможно, нести больше полезной нагрузки.

С другой стороны, ГПВРД проводят больше времени в атмосфере и требуют больше водородного топлива, чтобы справиться с аэродинамическим сопротивлением. Если жидкий кислород представляет собой достаточно плотную жидкость (1141 кг/м ³ ), то жидкий водород имеет значительно меньшую плотность (70,85 кг/м ³ ) и занимает больший объем. Это означает, что автомобиль, использующий это топливо, становится намного больше и имеет большее сопротивление. ^[51] Другие виды топлива имеют более сопоставимую плотность, например РП-1 (810 кг/м ³ ), JP-7 (плотность при 15 °C 779–806 кг/м ³ ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ) (793,00 кг/м 3 ). ³ ).

Одна из проблем заключается в том, что, по прогнозам, ГПВРД будут иметь исключительно низкую тяговооруженность , составляющую около 2, при установке на ракету-носитель. ^[52] Преимущество ракеты состоит в том, что ее двигатели имеют очень высокую тяговооруженность (~100:1), а объем бака для хранения жидкого кислорода также приближается к ~100:1. Таким образом, ракета может достичь очень высокой массовой доли , что улучшает характеристики. Напротив, прогнозируемая тяговооруженность прямоточных воздушно-реактивных двигателей, равная примерно 2, означает гораздо больший процент взлетной массы двигателя (без учета того, что эта доля в любом случае увеличивается примерно в четыре раза из-за отсутствия бортового окислителя). Кроме того, более низкая тяга корабля не обязательно устраняет необходимость в дорогих, громоздких и подверженных отказам высокопроизводительных турбонасосах, которые можно найти в обычных жидкостных ракетных двигателях, поскольку большинство конструкций ГПВРД, по-видимому, неспособны развивать орбитальные скорости в режиме воздушного дыхания, и следовательно, необходимы дополнительные ракетные двигатели. ^{[ нужна цитата ]}

ГПВРД могут быть в состоянии ускоряться примерно с  5–7 Маха до примерно половины орбитальной скорости и орбитальной скорости (исследование X-30 показало, что  пределом может быть 17 Маха по сравнению с орбитальной скоростью в  25 Маха, а другие исследования установили, что верхний предел скорости для чистого прямоточного двигателя составляет от  10 до 25 Маха, в зависимости от сделанных допущений). Как правило, ожидается, что для окончательного разгона на орбиту потребуется другая двигательная система (чаще всего предлагается ракета). Поскольку дельта-V умеренная, а доля полезной нагрузки ГПВРД высока, могут быть приемлемы ракеты с более низкими характеристиками, такие как твердотопливные, гиперголические или простые ускорители на жидком топливе.

По теоретическим прогнозам максимальная скорость ГПВРД составляет от 12 Маха (14 000 км/ч; 8 400 миль в час) до 24 Маха (25 000 км/ч; 16 000 миль в час). ^[53] Для сравнения, орбитальная скорость на низкой околоземной орбите высотой 200 километров (120 миль) составляет 7,79 километров в секунду (28 000 км/ч; 17 400 миль в час). ^[54]

Термостойкая нижняя часть ГПВРД потенциально может использоваться в качестве системы входа в атмосферу, если визуализировать одноступенчатый аппарат для вывода на орбиту, использующий неабляционное, неактивное охлаждение. Если на двигателе используется абляционная защита, ее, вероятно, нельзя будет использовать после выхода на орбиту. Если используется активное охлаждение с топливом в качестве теплоносителя, потеря всего топлива при выходе на орбиту также будет означать потерю всего охлаждения системы тепловой защиты.

Уменьшение количества топлива и окислителя не обязательно приведет к снижению затрат, поскольку ракетное топливо сравнительно очень дешево. Действительно, можно ожидать, что стоимость единицы транспортного средства в конечном итоге окажется намного выше, поскольку стоимость аэрокосмического оборудования примерно на два порядка выше, чем стоимость жидкого кислорода, топлива и резервуаров, а оборудование ГПВРД, по-видимому, намного тяжелее, чем ракеты для любой заданной полезной нагрузки. . Тем не менее, если ГПВРД позволят использовать многоразовые транспортные средства, теоретически это может стать экономически выгодным. Неясно, можно ли повторно использовать оборудование, работающее в экстремальных условиях ГПВРД, достаточно много раз; все летные испытания ГПВРД продолжаются только в течение коротких периодов времени и на сегодняшний день никогда не были рассчитаны на выдержку в полете. Окончательная стоимость такого автомобиля является предметом интенсивных споров ^{[ кем? ]} поскольку даже самые лучшие оценки расходятся во мнениях относительно того, будет ли двигатель с прямоточным воздушно-реактивным двигателем выгоден. Вполне вероятно, что ГПВРД потребуется поднимать больше груза, чем ракете с такой же взлетной массой, чтобы быть столь же экономически эффективным (если ГПВРД является транспортным средством одноразового использования). ^{[ нужна цитата ]}

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

Установленная тяговооруженность ГПВРД весьма невыгодна по сравнению с 50–100 типичного ракетного двигателя. В ГПВРД это компенсируется отчасти потому, что вес аппарата будет переноситься за счет аэродинамической подъемной силы, а не за счет чистой ракетной мощности (что дает уменьшенные « гравитационные потери ^» ), но ^{ГПВРД потребуется} гораздо больше времени, чтобы выйти на орбиту из-за более низкой мощности. тяга, которая сильно нивелирует преимущество. Взлетная масса ГПВРД значительно уменьшена по сравнению с ракетой из-за отсутствия бортового окислителя, но увеличена из-за конструктивных требований более крупных и тяжелых двигателей.

Будет ли этот автомобиль многоразовым или нет, до сих пор 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 позволяя долететь до любого места на Земле за 90 минут. Однако есть вопросы о том, сможет ли такое транспортное средство перевозить достаточно топлива для совершения дальних поездок. Кроме того, некоторые страны запрещают или наказывают авиалайнеры и другие гражданские самолеты, создающие звуковые удары . (Например, в США правила ФАУ запрещают сверхзвуковые полеты над сушей гражданских самолетов. ^{[56] [57] [58]} )

ГПВРД был предложен в качестве одноступенчатого привязного аппарата, где  вращающийся орбитальный трос со скоростью 12 Маха будет подхватывать полезную нагрузку от аппарата на высоте около 100 км и доставлять ее на орбиту. ^[59]

Смотрите также

• Авиационный портал

• Авангард (гиперзвуковой планирующий аппарат)
• Предварительно охлажденный реактивный двигатель
• Рам-ускоритель
• Шкрамджет
• САБР (ракетный двигатель)

Рекомендации

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». Ежегодный обзор механики жидкости . 50 (1): 593–627. Бибкод : 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, использующих сверхзвуковое сгорание». ntrs.nasa.gov . Научно-техническая информация НАСА . Проверено 3 мая 2016 г.
5. "Фредерик С. Биллиг, доктор философии." Зал славы инноваций школы Кларка . Университет Мэриленда . Архивировано из оригинала 9 июня 2010 года . Проверено 30 апреля 2010 г.
6. «Вехи в истории ГПВРД». Новости ЮК . Университет Квинсленда . 27 июля 2002 г. Архивировано из оригинала 11 февраля 2016 г. Проверено 11 февраля 2016 г. .
7. Рудаков, Александр С.; Шикманн, Ю.; Семенов Вячеслав Л.; Новелли, доктор философии; Форт, О. (1993). «Летные испытания осесимметричного прямоточного воздушно-реактивного двигателя – 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 Иванович; Хикс, Джон В. (1996). «Планы будущих летных испытаний осесимметричного прямоточного воздушно-реактивного двигателя на водородном топливе в гиперзвуковой летающей лаборатории» (PDF) . 7-я Международная конференция по космическим самолетам, гиперзвуковым системам и технологиям, 18–22 ноября 1996 г. / Норфолк, Вирджиния . АИАА . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
9. Рудаков, Александр С.; Семенов Вячеслав Л.; Хикс, Джон В. (1998). «Результаты недавних летных испытаний совместной программы полетов ГПВРД CIAMNASA со скоростью 6,5 Маха» (PDF) . Центральный институт авиационного моторостроения, Москва, Россия/Летно-исследовательский центр Драйдена НАСА, Эдвардс, Калифорния, США . Центр аэрокосмической информации НАСА (CASI). Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
10. Смарт, Майкл К.; Хасс, Нил Э.; Полл, Аллан (2006). «Анализ летных данных летного эксперимента с прямоточным воздушно-реактивным двигателем HyShot 2». Журнал АИАА . 44 (10): 2366–2375. Бибкод : 2006AIAAJ..44.2366S. дои : 10.2514/1.20661. ISSN  0001-1452.
11. Чаллонер, Джек (2 февраля 2009 г.). 1001 изобретение, изменившее мир . Лондон: Cassell Illustrated . п. 932. ИСБН 978-1-84403-611-0.
12. Харша, Филип Т.; Кил, Лоуэлл К.; Кастроджованни, Энтони; Шерилл, Роберт Т. (17 мая 2005 г.). «2005-3334: Проектирование и производство автомобилей X-43A». 13-я Международная конференция AIAA/CIRA по космическим самолетам, гиперзвуковым системам и технологиям . Капуя , Италия: AIAA . дои : 10.2514/6.2005-3334. ISBN 978-1-62410-068-0.
13. МакКлинтон, Чарльз (9 января 2006 г.). «X-43: Мощность ГПВРД преодолевает гиперзвуковой барьер» (PDF) . АИАА . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
14. «НАСА - ГПВРД НАСА X-43A побивает рекорд скорости» . www.nasa.gov . Проверено 13 июня 2019 г.
15. «ГПВРД достигает скорости 10 Маха над Австралией» . Новый учёный . Деловая информация Рида . 15 июня 2007 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. Проверено 12 февраля 2016 г.
16. Баллард, Терри (2012), «Карты Google и Google Earth», 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 ГПВРД фазы I на установке HIFiRE Direct-Connect (HDCR) на испытательном стенде НАСА с дуговым нагревом ГПВРД в Лэнгли . 17-я Международная конференция AIAA «Космические самолеты, гиперзвуковые системы и технологии». Сервер технических отчетов НАСА . hdl : 2060/20110011173 .
18. Даннинг, Крейг (24 мая 2009 г.). «Вумера проводит первый испытательный полет гиперзвукового двигателя HIFiRE» . «Дейли телеграф» . Новости корпорации Австралии . Проверено 12 февраля 2016 г.
19. AAP (22 марта 2010 г.). «Ученые проводят второй тест HIFiRE». Сидней Морнинг Геральд . Фэрфакс Медиа . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
20. «Успех гиперзвукового полета в глубинке». Новости АВС . АВС . 23 марта 2010 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. . Проверено 12 февраля 2016 г.
21. «Самый длинный полет на гиперзвуковой скорости». Книга Рекордов Гиннесса . Архивировано из оригинала 6 июля 2017 года . Проверено 6 июля 2017 г.
22. Скиллингс, Джон (26 мая 2010 г.). «X-51A стремится к гиперзвуковому рекорду». CNET . CBS Интерактив . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
23. «Отказ гиперзвукового прямоточного двигателя X-51A ставит в тупик ВВС» . Space.com . Покупка . 27 июля 2011 г. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 г. . Проверено 12 февраля 2016 г.
24. Купер, Дэни (16 ноября 2010 г.). «Исследователи зажигают искру в ГПВРД». Азбука науки . АВС . Проверено 12 февраля 2016 г.
25. «Гиперзвуковой реактивный самолет Waverider не прошел испытание на скорость 6 Маха» . Новости BBC . Би-би-си . 15 августа 2012 года. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
26. AP (6 мая 2013 г.). «Экспериментальный гиперзвуковой самолет достигает скорости 4828 км/ч». Сидней Морнинг Геральд . Фэрфакс Медиа . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
27. «ГПВРД успешно испытаны: все, что вам нужно знать о последнем подвиге Исро» . Первый пост . 28 августа 2016 г. Проверено 28 августа 2016 г.
28. «Успешные летные испытания демонстратора технологии прямоточного воздушно-реактивного двигателя ISRO - ISRO» . www.isro.gov.in. _
29. «Индия успешно проводит летные испытания демонстрационного беспилотного ГПВРД» . Таймс оф Индия . 12 июня 2019 г.
30. «Индия испытывает запуск демонстрационной машины гиперзвуковых технологий» . Бизнес-стандарт . 12 июня 2019 г.
31. «Концепция гиперзвукового воздушно-реактивного оружия DARPA (HAWC) достигла успешного полета» . Пресс-релиз DARPA . ДАРПА . 27 сентября 2021 г.
32. «США испытали гиперзвуковую ракету в середине марта, но промолчали, чтобы избежать эскалации напряженности в отношениях с Россией». CNN . 5 апреля 2022 г.
33. https://www.darpa.mil/news-events/2022-04-05 ^{[ пустой URL ]}
34. LaRC, Боб Аллен. «НАСА - Как работают ГПВРД». www.nasa.gov . Проверено 2 декабря 2022 г.
35. Сигал 2009, стр. 1.
36. Колагуори, Нэнси; Киддер, Брайан (26 мая 2010 г.). «Pratt & Whitney Rocketdyne Scramjet привел в действие исторический первый полет X-51A WaveRider» (пресс-релиз). Уэст-Палм-Бич, Флорида : Пратт и Уитни Рокетдайн . Архивировано из оригинала 1 января 2011 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
37. «Экспериментальный самолет ВВС становится гиперзвуковым» . Физика.орг . Омикрон Технолоджи Лимитед. 3 мая 2013 года. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 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 ГПВРД при низких и высоких скоростях подачи топлива, Гарет Данлэп, Элиас Фекаду, Бен Гроув, Ник Габса, Кеннет Ю, Камило Муньос, Джейсон Берр.
42. "ГПВРД". Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
43. Полл, А.; Сталкер, Р.Дж.; Ми, диджей (1 января 1995 г.). «Эксперименты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем сверхзвукового сгорания в ударном туннеле». Ударные туннельные исследования явлений ГПВРД, 1994 г. Университет Квинсленда . hdl : 2060/19960001680.
44. Воланд, RT; Ауслендер, АХ; Смарт, МК; Рудаков А.С.; Семенов В.Л.; Копченов, В. (1999). ЦИАМ/НАСА. Летные и наземные испытания ГПВРД со скоростью 6,5 Маха . 9-я Международная конференция «Космические самолеты, гиперзвуковые системы и технологии». Норфолк, Вирджиния : AIAA . дои : 10.2514/MHYTASP99. hdl : 2060/20040087160.
45. «Программа Hy-V - наземные испытания» . Исследовать . Университет Вирджинии . Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
46. "Стенд для испытаний ГПВРД с дуговым нагревом" . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли . 17 ноября 2005 г. Архивировано из оригинала 24 октября 2010 г. Проверено 18 августа 2009 г.
47. "Установка для испытаний прямоточных воздушно-реактивных двигателей с подогревом горения" . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли . 17 ноября 2005 г. Архивировано из оригинала 24 октября 2010 г. Проверено 12 февраля 2016 г.
48. Гуань, Синъи; Дас, Акшая; Штейн, Кристофер Дж.; Гейдар-Заде, Фарназ; Бертельс, Люк; Лю, Мейли; Хагигатлари, Моджтаба; Ли, Цзе; Чжан, Уфан; Хао, Хунся; Левен, Итай; Хед-Гордон, Мартин; Хед-Гордон, Тереза ​​(17 мая 2022 г.). «Эталонный набор данных по сжиганию водорода». Научные данные . 9 (1): 215. Бибкод : 2022НатСД...9..215Г. дои : 10.1038/s41597-022-01330-5. ISSN  2052-4463. ПМЦ 9114378 . ПМИД  35581204. 
49. «Космические пусковые установки - Дельта» . www.braeunig.us .
50. Ратор, Махеш М. (2010). «Реактивное и ракетное движение». Тепловая инженерия. Нью-Дели, Индия: Образование Таты МакГроу-Хилл . п. 966. ИСБН 978-0-07-068113-2. Проверено 12 февраля 2016 г. ГПВРД имеет очень плохое соотношение тяги к массе (~2).
51. Джонс, Лайонел С.; Шоу, Алан; Шарфман, Питер; Уильямсон, Рэй А.; ДалБелло, Ричард (1989). «Национальный аэрокосмический самолет». Путешествие на орбиту туда и обратно: альтернативы полета человека в космос. Вашингтон, округ Колумбия: Конгресс США . п. 78. ИСБН 978-1-4289-2233-4. Проверено 12 февраля 2016 г.
52. Варвилл, Ричард; Бонд, Алан (2003). «Сравнение концепций двигательной установки многоразовых пусковых установок SSTO» (PDF) . Журнал Британского межпланетного общества . 56 : 108–117. Бибкод : 2003JBIS...56..108В. ISSN  0007-084X. Архивировано из оригинала (PDF) 28 июня 2012 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
53. Матеу, Марта Маримон (2013). «Исследование воздушно-реактивного двигателя для гиперзвукового полета» (PDF) . Политехнический университет Каталонии . Архивировано (PDF) из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г. Рисунок 9-10, стр. 20
54. «Параметры орбиты - низкие околоземные круговые орбиты» . Космическое наблюдение . Австралийская космическая академия. Архивировано из оригинала 11 февраля 2016 года . Проверено 11 февраля 2016 г. .
55. Корс, Дэвид Л. (1990). Экспериментальное исследование двумерного двухрежимного прямоточного двигателя с водородным топливом на скорости 4–6 Маха. 2-я Международная конференция аэрокосмических самолетов. Орландо, Флорида : AIAA . дои : 10.2514/MIAPC90.
56. «ФАУ обнародует новые строгие правила Sonic Boom» . Репортер по экологическому праву . Институт экологического права . 1973. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
57. «Раздел 91.817 — Звуковой удар гражданских самолетов» . Правила ФАУ . RisingUp Авиация. Архивировано из оригинала 12 февраля 2016 года . Проверено 12 февраля 2016 г.
58. «Случайное место». www.random.org . 2019.
59. Богар, Томас Дж.; Нападающий, Роберт Л.; Бангэм, Майкл Э.; Льюис, Марк Дж. (9 ноября 1999 г.). Система орбитального запуска гиперзвукового самолета в космическом пространстве (HASTOL) (PDF) . Встреча членов NIAC. Атланта , Джорджия: Институт перспективных концепций НАСА . 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). ГПВРД: процессы и характеристики. Нью-Йорк: Издательство Кембриджского университета . ISBN 978-0-521-83815-3. Проверено 13 февраля 2016 г. {{cite book}}: |work=игнорируется ( помощь )
• Хилл, Филип Грэм; Петерсон, Карл Р. (1992). Механика и термодинамика движения (2-е изд.). Ридинг, Массачусетс : Издательская компания Addison-Wesley . ISBN 978-0-201-14659-2. Проверено 13 февраля 2016 г.
• Биллиг, Фредерик С. (1993). SCRAM — сверхзвуковая ракета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. 29-я совместная конференция и выставка по двигательной технике. Монтерей, Калифорния : AIAA . дои : 10.2514/MJPC93.
• Ингенито, Антонелла; Бруно, Клаудио (2010). «Физика и режимы сверхзвукового горения». Журнал АИАА . 48 (3): 515–525. Бибкод : 2010AIAAJ..48..515I. дои : 10.2514/1.43652. hdl : 11573/335488. ISSN  0001-1452.
• «По следам ГПВРД». Лаборатория . АВС . 17 октября 2002 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Испытание революционного реактивного двигателя». Новости BBC . Би-би-си . 25 марта 2006 г. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 г. . Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Французская поддержка российских испытаний ГПВРД». Дайджест Skunk Works . 12 декабря 1992 года. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Шнайдер, Дэвид (2002). «Жгучий вопрос». Американский учёный . 90 (6): 1. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель летает во время испытаний ракеты». СпейсДейли . Ронконкома, Нью-Йорк : Сеть космических СМИ. 4 сентября 2001 г. Проверено 13 февраля 2016 г.
• «Национальный план гиперзвука». Исследовательский центр НАСА в Лэнгли . 13 августа 2003 г. Архивировано из оригинала 7 августа 2005 г.
• Смит, Иветт (2 октября 2010 г.). «Х-43А». Миссии . НАСА . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• «ХайШот». Центр гиперзвука . Университет Квинсленда . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Свинерд, Грэм (2010). Как летают космические корабли: космический полет без формул. Книги Коперника. ISBN 978-1-4419-2629-6.

Внешние ссылки

• Коволт, Крейг (17 мая 2010 г.). «Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель X-51 начнет испытательный полет в мае». Space.com . Покупка . Архивировано из оригинала 25 ноября 2010 года.
• Гинан, Дэниел П.; Дрейк, Алан; Андреадис, Дин; Беккель, Стивен А. (26 апреля 2005 г.). «Патент США: 6883330: Конструкция впускного отверстия с изменяемой геометрией для аварийно-реактивного двигателя». ВПТЗ США . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Спенсер, Генри. «Уравнение жидкостно-воздушного цикла ракеты». Общество Острова Один. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Леонард, Дэвид (16 августа 2002 г.). «Результаты только что: испытания ГПВРД HyShot прошли успешно». Space.com . Архивировано из оригинала 26 сентября 2009 года.
• Уикхэм, Крис (28 ноября 2012 г.). «Британская компания заявляет о самом большом продвижении двигателей со времен реактивного самолета». Рейтер . Корпорация Томсон Рейтер . Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Сатиш, Кумар. «Разработка камеры сгорания ГПВРД» (PDF) . Институт горения (индийское отделение). Архивировано (PDF) из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.
• Ван, Брайан (10 июня 2011 г.). «У Aerojet есть новые планы многоразовых гиперзвуковых транспортных средств со скоростью 7 Маха» . Новое Большое Будущее. Архивировано из оригинала 13 февраля 2016 года . Проверено 13 февраля 2016 г.