Scramjet - Scramjet

Del av en serie om
Flydrift
Shaft motorer : kjøre propeller , rotorer , ducted fans eller propfans
Interne termiske motorer : Stempelmotor Dieselmotor Wankel motor Turbiner : Turboprop Turboskaft Eksterne termiske motorer : Damp drevet Elektriske motorer : Elektriske fly Urverk : Menneskelig drevet
Reaksjonsmotorer
Turbiner : Turbojet Turbofan Propfan Rakettdrevet Motorjet Pulsejet Valveless pulsejet Ramjet Scramjet
v t e

En scramjet ( supersonisk forbrenning ramjet ) er en variant av en ramjet luftpustemotor der forbrenning skjer i supersonisk luftstrøm . Som i ramjets, er en scramjet avhengig av høy kjøretøyhastighet for å komprimere den innkommende luften kraftig før forbrenning (derav ram jet), men mens en ramjet bremser luften til subsoniske hastigheter før forbrenning ved bruk av sjokkler, har en scramjet ingen sjokkus og bremser luftstrøm ved bruk av sjokkbølger produsert av tenningskilden i stedet for en sjokk. Dette gjør at scramjet kan fungere effektivt ved ekstremt høye hastigheter.

Historie

Før 2000

Den Bell X-1 oppnådd supersoniske fly i 1947, og ved begynnelsen av 1960-tallet, rask fremgang mot raskere fly antydet at operative flyene skulle fly på "hypersoniske" hastigheter i løpet av få år. Bortsett fra spesialiserte rakettforskningskjøretøyer som det nordamerikanske X-15 og andre rakettdrevne romfartøyer , har flyets topphastighet holdt seg nivået, vanligvis i området Mach  1 til Mach  3.

Under det amerikanske luftfartsplanprogrammet, mellom 1950- og 1960 -årene , var Alexander Kartveli og Antonio Ferri talsmenn for scramjet -tilnærmingen.

På 1950- og 1960 -tallet ble en rekke eksperimentelle scramjet -motorer bygget og malt i USA og Storbritannia. Antonio Ferri demonstrerte vellykket en scramjet som produserte netto skyvekraft i november 1964, og til slutt produserte 517 pounds-force (2,30 kN), omtrent 80% av målet hans. I 1958 diskuterte et analytisk papir fordeler og ulemper ved supersonisk forbrenningsramjetter. I 1964 ble Dr. Frederick S. Billig og Gordon L. Dugger leverte en patentsøknad om en supersonisk forbrenningsramjet basert på Billigs doktorgradsavhandling. Dette patentet ble utstedt i 1981 etter at en taushetsplikt ble fjernet.

I 1981 ble det utført tester i Australia under veiledning av professor Ray Stalker i T3 bakketestanlegget ved ANU.

Den første vellykkede flygetesten av en scramjet ble utført som en felles innsats med NASA, over Sovjetunionen i 1991. Det var en aksesymmetrisk hydrogendrevet dual-mode scramjet utviklet av Central Institute of Aviation Motors (CIAM), Moskva sent 1970-tallet, men modernisert med en FeCrAl-legering på en konvertert SM-6-missil for å oppnå innledende flyparametere på Mach 6.8, før scramjet fløy på Mach 5.5. Scramjet-flyet ble fløyet fanget på SA-5 -luft-til-luft-missilet som inkluderte en eksperimentell flystøtteenhet kjent som "Hypersonic Flying Laboratory" (HFL), "Kholod".

Så, fra 1992 til 1998, ble ytterligere 6 flytester av den aksesymmetriske høyhastighets scramjet-demonstratoren utført av CIAM sammen med Frankrike og deretter med NASA . Maksimal flyhastighet større enn Mach  6.4 ble oppnådd og scramjet -operasjon i løpet av 77 sekunder ble demonstrert. Disse flytestseriene ga også innsikt i autonome hypersoniske flykontroller.

Fremskritt på 2000 -tallet

På 2000 -tallet ble det gjort betydelige fremskritt i utviklingen av hypersonisk teknologi, spesielt innen scramjet -motorer.

Den HyShot Prosjektet demonstrerte scramjet forbrenning 30. juli 2002. scramjet-motoren jobbet effektivt og demonstrert supersonisk forbrenning i aksjon. Motoren var imidlertid ikke designet for å gi drivkraft til å drive et fartøy. Den ble designet mer eller mindre som en teknologidemonstrator.

Et felles britisk og australsk team fra det britiske forsvarsselskapet Qinetiq og University of Queensland var den første gruppen som demonstrerte en scramjet som jobbet i en atmosfærisk test.

Hyper-X hevdet den første flyvningen til et skyveproduserende scramjet-drevet kjøretøy med fulle aerodynamiske manøvreringsflater i 2004 med X-43A . Den siste av de tre X-43A scramjet-testene oppnådde Mach  9,6 for en kort stund.

Juni 2007 kunngjorde US Defense Advanced Research Project Agency ( DARPA ) i samarbeid med Australian Defense Science and Technology Organization (DSTO) en vellykket scramjet -flyging på Mach  10 ved bruk av rakettmotorer for å øke testkjøretøyet til hypersonisk hastighet.

En rekke scramjet bakketester ble fullført ved NASA Langley Arc-Heated Scramjet Test Facility (AHSTF) ved simulerte Mach  8 flyforhold . Disse eksperimentene ble brukt til å støtte HIFiRE flight 2.

Mai 2009 var Woomera vertskap for den første vellykkede testflyging av et hypersonisk fly i HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimentation). Lanseringen var en av ti planlagte testflyvninger. Serien med flyreiser er en del av et felles forskningsprogram mellom Defense Science and Technology Organization og US Air Force, utpekt som HIFiRE. HIFiRE undersøker hypersonisk teknologi (studiet av fly som overstiger fem ganger lydens hastighet) og dets anvendelse på avanserte scramjet-drevne romfartøyer; Målet er å støtte den nye Boeing X-51 scramjet-demonstratoren, samtidig som den bygger et sterkt grunnlag for flygtestdata for utvikling av romreaksjoner med hurtig reaksjon og hypersoniske "quick-strike" -våpen.

Fremgang på 2010 -tallet

22. og 23. mars 2010 testet australske og amerikanske forsvarsforskere med hell en (HIFiRE) hypersonisk rakett. Den nådde en atmosfærisk hastighet på "mer enn 5000 kilometer i timen" (Mach  4) etter at han tok av fra Woomera Test Range i outback Sør -Australia.

Mai 2010 fløy NASA og United States Air Force suksessfullt med X-51A Waverider i omtrent 200 sekunder på Mach  5, og satte en ny verdensrekord for flytid ved hypersonisk lufthastighet. Waverider fløy autonomt før han mistet akselerasjon av ukjent grunn og ødela seg selv som planlagt. Testen ble erklært som en suksess. X-51A ble båret ombord på en B-52 , akselerert til Mach  4.5 via en solid rakettforsterker, og tente deretter Pratt & Whitney Rocketdyne scramjet-motoren for å nå Mach  5 på 21 000 m. Imidlertid ble en andre flytur 13. juni 2011 avsluttet for tidlig da motoren tente kort på etylen, men klarte ikke å gå over til det primære JP-7- drivstoffet, og klarte ikke å oppnå full effekt.

November 2010 demonstrerte australske forskere fra University of New South Wales ved Australian Defense Force Academy vellykket at høyhastighetsstrømmen i en naturlig ikke-brennende scramjet-motor kan antennes ved hjelp av en pulserende laserkilde.

Ytterligere en X-51A Waverider- test mislyktes 15. august 2012. Forsøket på å fly scramjet i en lengre periode på Mach  6 ble avbrutt da X-51A-fartøyet bare 15 sekunder ut av flyet mistet kontrollen og brøt sammen og falt inn i Stillehavet nord-vest for Los Angeles. Årsaken til feilen skyldtes en defekt kontrollfin.

I mai 2013 nådde en ubemannet X-51A WaveRider 4828 km/t (Mach  3.9) i løpet av en tre minutters flytur under scramjet-strøm. WaveRider ble droppet på 15 000 m fra en B-52 bombefly, og deretter akselerert til Mach  4.8 av en solid rakettforsterker som deretter separerte seg før WaveRiders scramjet-motor trådte i kraft.

August 2016 gjennomførte det indiske romfartsbyrået ISRO en vellykket test av en scramjet-motor på en to-trinns, solid-drevet rakett. Twin scramjet-motorer ble montert på baksiden av den andre fasen av en to-trinns solid-drevet rakett kalt Advanced Technology Vehicle (ATV), som er ISROs avanserte lydende rakett. Twin scramjet -motorene ble antent under rakettens andre etappe da ATV -en oppnådde en hastighet på 7350 km/t (Mach  6) i 20 km høyde. Scramjet -motorene ble avfyrt i omtrent 5 sekunder.

12. juni 2019 India vellykket gjennomført på jomfruturen test av sitt indigenously utviklet uncrewed scramjet demonstrasjon fly for Hypersonisk fly fra en base Abdul Kalam Island i Bengalbukta på ca 11:25. Flyet kalles Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle . Rettssaken ble utført av Defense Research and Development Organization . Flyet utgjør en viktig del av landets program for utvikling av et hypersonisk cruisemissilsystem .

Fremgang på 2020 -tallet

September 2021 kunngjorde DARPA en vellykket flytur med sine Hypersonic Air-breathing Weapon Concept scramjet-fly.

Design prinsipper

Scramjet -motorer er en type jetmotor, og er avhengige av forbrenning av drivstoff og en oksydator for å produsere skyvekraft. I likhet med konvensjonelle jetmotorer bærer scramjet-drevne fly drivstoffet om bord og oppnår oksydasjonsmiddel ved inntak av atmosfærisk oksygen (sammenlignet med raketter , som bærer både drivstoff og et oksidasjonsmiddel ). Dette kravet begrenser scramjets til suborbital atmosfærisk fremdrift, der oksygeninnholdet i luften er tilstrekkelig til å opprettholde forbrenningen.

Scramjet består av tre grunnleggende komponenter: et konvergerende innløp, der innkommende luft komprimeres; en brenner, der gassformig drivstoff blir brent med atmosfærisk oksygen for å produsere varme; og en divergerende dyse, der den oppvarmede luften akselereres for å produsere skyvekraft . I motsetning til en typisk jetmotor, for eksempel en turbojet- eller turbofanmotor , bruker ikke en scramjet roterende, viftelignende komponenter for å komprimere luften; snarere får den oppnåelige hastigheten til flyet som beveger seg gjennom atmosfæren luften til å komprimere i innløpet. Som sådan trengs ingen bevegelige deler i en scramjet. Til sammenligning krever typiske turbojetmotorer flere stadier av roterende kompressorrotorer og flere roterende turbintrinn , som alle gir vekt, kompleksitet og et større antall feilpunkter for motoren.

På grunn av utformingen, er scramjet-operasjonen begrenset til nesten hypersoniske hastigheter. Siden de mangler mekaniske kompressorer, krever scramjets den høye kinetiske energien til en hypersonisk strøm for å komprimere den innkommende luften til driftsforhold. Dermed må et scramjet-drevet kjøretøy akselereres til den nødvendige hastigheten (vanligvis omtrent Mach  4) med andre fremdriftsmidler, for eksempel turbojet, railgun eller rakettmotorer. Under flyturen til den eksperimentelle scramjet-drevne Boeing X-51A ble prøvebåten løftet til flyhøyde av en Boeing B-52 Stratofortress før den ble løslatt og akselerert av en avtagbar rakett til nær Mach  4.5. I mai 2013 oppnådde en annen flytur en økt hastighet på Mach  5.1.

Selv om scramjets er konseptuelt enkle, er faktisk implementering begrenset av ekstreme tekniske utfordringer. Hypersonisk flytur i atmosfæren genererer enorm luftmotstand, og temperaturene som finnes på flyet og i motoren kan være mye større enn luften rundt. Å opprettholde forbrenningen i den supersoniske strømmen gir flere utfordringer, ettersom drivstoffet må injiseres, blandes, antennes og brennes i løpet av millisekunder. Mens scramjet -teknologien har vært under utvikling siden 1950 -tallet, har scramjets først nylig lykkes med å oppnå motorflyging.

Grunnleggende prinsipper

Scramjets er designet for å operere i det hypersoniske flyregimet, utenfor rekkevidden til turbojetmotorer, og, sammen med ramjets, fylle gapet mellom turbojets høye effektivitet og rakettmotorers høye hastighet. Turbomaskinbaserte motorer, mens de er svært effektive ved subsoniske hastigheter, blir stadig mer ineffektive ved transoniske hastigheter, ettersom kompressorrotorene som finnes i turbojetmotorer krever subsoniske hastigheter for å fungere. Selv om strømmen fra transonisk til lav supersonisk hastighet kan bremses til disse forholdene, resulterer det i supersoniske hastigheter i en enorm temperaturøkning og tap i det totale trykket i strømmen. Rundt Mach  3–4 er turbomaskiner ikke lenger nyttig, og komprimering i ramstil blir den foretrukne metoden.

Ramjets bruker høyhastighetsegenskaper for luft til å bokstavelig talt "ramme" luft gjennom en innløpsdiffusor inn i brenneren. Ved transoniske og supersoniske flygehastigheter klarer ikke luften oppstrøms innløpet å bevege seg ut av veien raskt nok, og komprimeres i diffusoren før den diffunderes inn i brenneren. Forbrenning i en ramjet finner sted ved subsoniske hastigheter, som ligner på turbojeter, men forbrenningsproduktene akselereres deretter gjennom en konvergent-divergerende dyse til supersonisk hastighet. Siden de ikke har noen mekanisk komprimeringsmåte, kan ramjets ikke starte fra stillstand, og oppnår vanligvis ikke tilstrekkelig kompresjon før supersonisk flyging. Mangelen på intrikate turbomaskiner gjør at ramjets kan håndtere temperaturstigningen forbundet med å senke en supersonisk strøm til subsoniske hastigheter, men dette går bare så langt: ved nesten hypersoniske hastigheter motvirker temperaturstigningen og ineffektiviteten å senke strømmen til størrelsen som finnes i ramjet -motorer.

Scramjet -motorer opererer etter de samme prinsippene som ramjets, men bremser ikke strømmen til subsoniske hastigheter. Snarere er en scramjet -brenner supersonisk: innløpet bremser strømmen til et lavere Mach -nummer for forbrenning, hvoretter den akselereres til et enda høyere Mach -nummer gjennom dysen. Ved å begrense mengden retardasjon holdes temperaturen inne i motoren på et tålelig nivå, både fra et materielt og brennbart ståsted. Likevel krever dagens scramjet-teknologi bruk av høyenergi-drivstoff og aktive kjølingsordninger for å opprettholde vedvarende drift, ofte ved bruk av hydrogen og regenerative kjøleteknikker .

Teori

Alle scramjet -motorer har et inntak som komprimerer innkommende luft, drivstoffinjektorer, et forbrenningskammer og en divergerende trykkdyse . Noen ganger inkluderer motorer også et område som fungerer som en flammeholder , selv om de høye stagnasjonstemperaturene betyr at et område med fokuserte bølger kan brukes i stedet for en diskret motordel sett i turbinmotorer. Andre motorer bruker pyroforiske drivstofftilsetninger, for eksempel silan , for å unngå flamme. En isolator mellom innløps- og forbrenningskammeret er ofte inkludert for å forbedre homogeniteten til strømmen i brenneren og for å forlenge motorens driftsområde.

Sjokkbølgebilde av University of Maryland ved hjelp av Schlieren -avbildning bestemte at drivstoffblandingen styrer kompresjon ved å lage mottrykk og sjokkbølger som bremser og komprimerer luften før tenning, omtrent som en sjokk av en Ramjet. Bildene viste at jo høyere drivstoffstrøm og forbrenning, desto flere sjokkbølger dannet foran brenneren, noe som bremset og komprimerte luften før tenning.

En scramjet minner om en ramjet . I en typisk ramjet bremses motorens supersoniske tilstrømning ved innløpet til subsoniske hastigheter og deretter akselereres på nytt gjennom en dyse til supersonisk hastighet for å produsere skyvekraft. Denne retardasjonen, som er forårsaket av et normalt støt , skaper et totalt trykktap som begrenser det øvre driftspunktet for en ramjet -motor.

For en scramjet er kinetisk energi til freestream -luften som kommer inn i scramjet -motoren stort sett sammenlignbar med energien som frigjøres ved reaksjonen av oksygeninnholdet i luften med et drivstoff (f.eks. Hydrogen). Således er varmen som frigjøres fra forbrenning ved Mach  2.5 rundt 10% av den totale entalpien til arbeidsfluidet. Avhengig av drivstoff, vil kinetisk energi i luften og potensiell forbrenningsvarmeutslipp være lik rundt Mach  8. Dermed handler utformingen av en scramjet -motor like mye om å minimere motstand som å maksimere skyvekraften.

Denne høye hastigheten gjør kontrollen av strømmen i forbrenningskammeret vanskeligere. Siden strømmen er supersonisk, forplanter ingen nedstrøms innflytelse seg i fristrømmen til forbrenningskammeret. Drossling av inngangen til trykkdysen er ikke en brukbar kontrollteknikk. Faktisk må en gassblokk som kommer inn i forbrenningskammeret blande seg med drivstoff og ha tilstrekkelig tid til initiering og reaksjon, hele tiden mens den reiser supersonisk gjennom forbrenningskammeret, før den brente gassen ekspanderes gjennom trykkdysen. Dette stiller strenge krav til trykk og temperatur i strømningen, og krever at drivstoffinnsprøytning og blanding er ekstremt effektiv. Brukbare dynamiske trykk ligger i området 20 til 200 kilopascal (2,9 til 29,0 psi), hvor

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

hvor

q er gassens dynamiske trykk

ρ ( rho ) er tettheten til gassen

v er gassens hastighet

For å holde forbrenningshastigheten til drivstoffet konstant, må trykket og temperaturen i motoren også være konstant. Dette er problematisk fordi luftstrømskontrollsystemene som ville lette dette ikke er fysisk mulig i et scramjet -oppskytningsbil på grunn av den store hastigheten og høydeområdet som er involvert, noe som betyr at det må reise i en høyde som er spesifikk for hastigheten. Fordi lufttettheten reduseres i større høyder, må en scramjet klatre med en bestemt hastighet når den akselererer for å opprettholde et konstant lufttrykk ved inntaket. Denne optimale klatre-/nedstigningsprofilen kalles en "konstant dynamisk trykkbane". Det antas at scramjets kan brukes i opptil 75 km høyde.

Drivstoffinnsprøytning og håndtering er også potensielt kompleks. En mulighet ville være at drivstoffet settes under trykk til 100 bar av en turbopumpe, oppvarmet av flykroppen, sendt gjennom turbinen og akselerert til høyere hastigheter enn luften med en dyse. Luft- og drivstoffstrømmen krysses i en kamlignende struktur, som genererer et stort grensesnitt. Turbulens på grunn av drivstoffets høyere hastighet fører til ytterligere blanding. Komplekse drivstoff som parafin trenger en lang motor for å fullføre forbrenningen.

Minste Mach -antall som en scramjet kan operere på er begrenset av det faktum at den komprimerte strømmen må være varm nok til å brenne drivstoffet, og ha et høyt trykk til at reaksjonen er ferdig før luften beveger seg ut bak på motoren. I tillegg, for å bli kalt en scramjet, må den komprimerte strømmen fortsatt være supersonisk etter forbrenning. Her må to grenser observeres: For det første, siden når en supersonisk strøm komprimeres, reduseres den, må komprimeringsnivået være lavt nok (eller starthastigheten høy nok) til ikke å bremse gassen under Mach  1. Hvis gassen i en scramjet går under Mach  1, motoren vil "kveles" og overgå til subsonisk strømning i forbrenningskammeret. Denne effekten er godt kjent blant eksperimenter på scramjets siden bølgene forårsaket av kvelning er lette å observere. I tillegg kan den plutselige økningen i trykk og temperatur i motoren føre til en akselerasjon av forbrenningen, noe som kan føre til at forbrenningskammeret eksploderer.

For det andre fører oppvarming av gassen ved forbrenning til at lydhastigheten i gassen øker (og Mach -tallet reduseres) selv om gassen fremdeles beveger seg med samme hastighet. Å tvinge hastigheten på luftstrømmen i forbrenningskammeret under Mach  1 på denne måten kalles "termisk kvelning". Det er klart at en ren scramjet kan operere med Mach -tall på 6–8, men i den nedre grensen avhenger det av definisjonen av en scramjet. Det er motordesign der en ramjet omdannes til en scramjet over Mach  3-6-serien, kjent som dual-mode scramjets. I dette området mottar imidlertid motoren fortsatt betydelig kraft fra subsonisk forbrenning av typen ramjet.

De høye kostnadene ved flygingstesting og utilgjengeligheten av bakkeanlegg har hindret utvikling av scramjet. En stor mengde av det eksperimentelle arbeidet med scramjets har blitt utført i kryogene anlegg, direkte-tilkoblingstester eller brennere, som hver simulerer ett aspekt av motorens drift. Videre har ødelagte anlegg (med evne til å kontrollere luftforurensninger), oppvarmede lagringsanlegg, lysbueinnretninger og de forskjellige typer sjokktunneler hver begrensninger som har forhindret perfekt simulering av scramjet -drift. Den HyShot flight test viste relevansen av 1: 1 simulering av forholdene i T4 og HEG sjokk tunneler, til tross for å ha kalde modeller og en kort test tid. Den NASA -CIAM prøver foretatt tilsvarende bekreftelse for CIAM s C-16 V / K anlegget og Hyper-X prosjekt forventes å gi tilsvarende bekreftelse for den Langley AHSTF, CHSTF, og 8 ft (2,4 m) HTT.

Beregningsvæskedynamikk har først nylig nådd en posisjon for å gjøre rimelige beregninger for å løse problemer med scramjet -drift. Grenselagsmodellering, turbulent blanding, tofasestrømning, strømningsseparasjon og aerotermodynamikk med ekte gass fortsetter å være problemer på tvers av CFD. I tillegg stiller modelleringen av kinetisk begrenset forbrenning med svært hurtigreagerende arter som hydrogen store krav til databehandlingsressurser. Reaksjonsskjemaer er numerisk stive og krever reduserte reaksjonsordninger.

Mye av scramjet -eksperimenteringen er fortsatt klassifisert . Flere grupper, inkludert den amerikanske marinen med SCRAM-motoren mellom 1968 og 1974, og Hyper-X- programmet med X-43A , har hevdet vellykkede demonstrasjoner av scramjet-teknologi. Siden disse resultatene ikke har blitt offentliggjort, forblir de ubekreftede, og en endelig designmetode for scramjet -motorer eksisterer fremdeles ikke.

Den siste applikasjonen av en scramjet -motor vil trolig være i forbindelse med motorer som kan operere utenfor scramjetens driftsområde. Dual -mode scramjets kombinerer subsonisk forbrenning med supersonisk forbrenning for drift ved lavere hastigheter, og rakettbaserte kombinert syklus (RBCC) -motorer supplerer en tradisjonell rakets fremdrift med en scramjet, slik at ekstra oksydasjonsmiddel kan legges til scramjet -strømmen. RBCC -er gir en mulighet til å utvide en scramjets driftsområde til høyere hastigheter eller lavere inntaksdynamiske trykk enn det som ellers ville vært mulig.

Fordeler og ulemper med scramjets

Fordeler

1. Trenger ikke å bære oksygen
2. Ingen roterende deler gjør det enklere å produsere enn en turbojet
3. Har en høyere spesifikk impuls (endring i momentum per enhet drivmiddel) enn en rakettmotor; kan gi mellom 1000 og 4000 sekunder, mens en rakett vanligvis gir rundt 450 sekunder eller mindre.
4. Høyere hastighet kan bety billigere tilgang til verdensrommet i fremtiden

Spesiell kjøling og materialer

I motsetning til en rakett som raskt passerer stort sett vertikalt gjennom atmosfæren eller en turbojet eller ramjet som flyr med mye lavere hastigheter, flyr et hypersonisk luftpustende kjøretøy optimalt en "deprimert bane" og holder seg i atmosfæren med hypersonisk hastighet. Fordi scramjets bare har middelmådige skyve-til-vekt-forhold, ville akselerasjonen være begrenset. Derfor vil tiden i atmosfæren med supersonisk hastighet være betydelig, muligens 15–30 minutter. I likhet med et nytt går inn romfarkost, ville varmeisolasjon være en formidabel oppgave, med beskyttelse som kreves for en varighet lenger enn den for et typisk plass kapsel , men mindre enn den Space Shuttle .

Nye materialer gir god isolasjon ved høy temperatur, men de ofrer seg ofte i prosessen. Derfor planlegger studier ofte "aktiv kjøling", der kjølevæske som sirkulerer gjennom kjøretøyets hud forhindrer at den oppløses. Ofte er kjølevæsken selve drivstoffet, på omtrent samme måte som moderne raketter bruker sitt eget drivstoff og oksydasjonsmiddel som kjølevæske for motorene. Alle kjølesystemer gir vekt og kompleksitet til et lanseringssystem. Kjøling av scramjets på denne måten kan resultere i større effektivitet, ettersom varme tilsettes drivstoffet før det kommer inn i motoren, men resulterer i økt kompleksitet og vekt som til slutt kan oppveie eventuelle ytelsesgevinster.

Kjøretøyets ytelse

Ytelsen til et lanseringssystem er kompleks og avhenger sterkt av vekten. Normalt er båter designet for å maksimere rekkevidde ( ), orbitalradius ( ) eller nyttelastmassefraksjon ( ) for en gitt motor og drivstoff. Dette resulterer i avveininger mellom motorens effektivitet (drivstoffvekt for start) og motorens kompleksitet (tørrvekt for start), som kan uttrykkes ved følgende: ${\ displaystyle R}$${\ displaystyle R}$${\ displaystyle \ Gamma}$

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

Hvor :

• ${\ displaystyle \ Pi _ {\ text {e}} = {\ frac {m _ {\ text {tom}}} {m _ {\ tekst {initial}}}}}}$ er den tomme massefraksjonen, og representerer vekten av overbygningen, tanken og motoren.
• ${\ displaystyle \ Pi _ {\ text {f}} = {\ frac {m _ {\ text {fuel}}} {m _ {\ text {initial}}}}}}$ er brenselmassefraksjonen, og representerer vekten av drivstoff, oksidasjonsmiddel og andre materialer som forbrukes under lanseringen.
• ${\ displaystyle \ Gamma = {\ frac {m _ {\ text {initial}}} {m _ {\ text {nyttelast}}}}}}$er innledende masseforhold, og er den inverse av nyttelastmassefraksjonen. Dette representerer hvor mye nyttelast bilen kan levere til en destinasjon.

En scramjet øker motorens masse over en rakett og reduserer drivstoffmassen . Det kan være vanskelig å avgjøre om dette vil resultere i en økt (som vil være en økt nyttelast levert til en destinasjon for en konstant kjøretøyets startvekt). Logikken bak innsats som driver en scramjet er (for eksempel) at reduksjonen i drivstoff reduserer totalmassen med 30%, mens den økte motorvekten legger til 10% til kjøretøyets totale masse. Dessverre er usikkerheten i beregningen av eventuelle masse- eller effektivitetsendringer i et kjøretøy så stor at litt forskjellige forutsetninger for motoreffektivitet eller masse kan gi like gode argumenter for eller imot scramjet -drevne kjøretøy. ${\ displaystyle \ Pi _ {\ text {e}}}$${\ displaystyle \ Pi _ {\ tekst {f}}}$${\ displaystyle \ Gamma}$

I tillegg må dra i den nye konfigurasjonen vurderes. Driften av den totale konfigurasjonen kan betraktes som summen av kjøretøymotstanden ( ) og motorinstallasjonsmotstanden ( ). Installasjonsmotstanden er tradisjonelt et resultat av pyloner og koblet strømning på grunn av motorstrålen, og er en funksjon av gassinnstillingen. Derfor blir det ofte skrevet som: ${\ displaystyle D}$${\ displaystyle D _ {\ text {e}}}$

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

Hvor:

• ${\ displaystyle \ phi _ {\ text {e}}}$ er tapskoeffisienten
• ${\ displaystyle F}$ er motorens kraft

For en motor som er sterkt integrert i det aerodynamiske karosseriet, kan det være mer praktisk å tenke på ( ) som forskjellen i motstand fra en kjent basekonfigurasjon. ${\ displaystyle D _ {\ text {e}}}$

Den totale motoreffektiviteten kan representeres som en verdi mellom 0 og 1 ( ), når det gjelder motorens spesifikke impuls : ${\ displaystyle \ eta _ {0}}$

${\ displaystyle \ eta _ {0} = {\ frac {g_ {0} V_ {0}} {h _ {\ text {PR}}}} I _ {\ text {sp}} = {\ frac {\ mbox { Trykkstyrke}} {\ mbox {Kjemisk energihastighet}}}}$

Hvor:

• ${\ displaystyle g_ {0}}$ er akselerasjonen på grunn av tyngdekraften på bakkenivå
• ${\ displaystyle V_ {0}}$ er bilens hastighet
• ${\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$er den spesifikke impulsen
• ${\ displaystyle h _ {\ text {PR}}}$er reaksjonsvarme for drivstoff

Spesifikk impuls brukes ofte som effektivitetsenhet for raketter, siden det for raketten er et direkte forhold mellom spesifikk impuls, spesifikt drivstofforbruk og eksoshastighet. Dette direkte forholdet er vanligvis ikke tilstede for luftpustemotorer, og derfor er spesifikk impuls mindre brukt i litteraturen. Merk at for en airbreathing motor, både og er en funksjon av hastighet. ${\ displaystyle \ eta _ {0}}$${\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$

Den spesifikke impulsen til en rakettmotor er uavhengig av hastighet, og vanlige verdier er mellom 200 og 600 sekunder (450  s for romfergenes hovedmotorer). Den spesifikke impulsen til en scramjet varierer med hastigheten, reduseres ved høyere hastigheter, og starter på omtrent 1200  s, selv om verdiene i litteraturen varierer.

For det enkle tilfellet med et enkelt trinns kjøretøy kan drivstoffmassefraksjonen uttrykkes som:

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

Hvor dette kan uttrykkes for enkelttrinns overføring til bane som:

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

eller for atmosfærisk flukt fra luftoppskytning ( missilflyging ):

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

Hvor er området , og beregningen kan uttrykkes i form av Breguet -intervallformelen : ${\ displaystyle R}$

${\ displaystyle {\ begynne {justert} \ Pi _ {\ tekst {f}} & = 1-e^{-BR} \\ B & = {\ frac {g_ {0}} {\ eta _ {0} h_ {PR} \ venstre (1- \ phi _ {e} \ høyre) {\ frac {C _ {\ tekst {L}}} {C _ {\ tekst {D}}}}}} \ end {justert}}}$

Hvor:

• ${\ displaystyle C _ {\ text {L}}}$er heisskoeffisienten
• ${\ displaystyle C _ {\ tekst {D}}}$er dragkoeffisienten

Denne ekstremt enkle formuleringen, som brukes til diskusjon, forutsetter:

• Enkelt trinns kjøretøy
• Ingen aerodynamisk løft for den transatmosfæriske løfteren

Imidlertid gjelder de generelt for alle motorer.

Innledende krav til fremdrift

En scramjet kan ikke produsere effektiv skyvekraft med mindre den økes til høy hastighet, rundt Mach  5, men avhengig av designen kan den fungere som en ramjet ved lave hastigheter. Et horisontalt startfly vil trenge konvensjonelle turbofan- , turbojet- eller rakettmotorer for å starte, tilstrekkelig store til å flytte et tungt fartøy. Det trengs også drivstoff til disse motorene, pluss alle motorassosierte monteringsstrukturer og kontrollsystemer. Turbofan- og turbojetmotorer er tunge og kan ikke lett overstige omtrent Mach  2–3, så en annen fremdriftsmetode vil være nødvendig for å nå scramjet -driftshastigheten. Det kan være ramjets eller raketter . De trenger også sin egen separate drivstofftilførsel, struktur og systemer. Mange forslag krever i stedet en første etappe av droppable solid rakettforsterkere , noe som forenkler designet sterkt.

Testvansker

I motsetning til jet- eller rakettfremdriftssystemer som kan testes på bakken, bruker testing av scramjet -design ekstremt dyre hypersoniske testkamre eller dyre lanseringskjøretøyer, som begge fører til høye instrumenteringskostnader. Tester som bruker lanserte testbiler ender vanligvis med ødeleggelse av testelementet og instrumenteringen.

Ulemper

1. Vanskelig / kostbar testing og utvikling
2. Svært høye krav til innledende fremdrift

Fordeler og ulemper med baner

Drivmiddel

En fordel med et hypersonisk luftpustende kjøretøy (vanligvis scramjet) som X-30 er å unngå eller i det minste redusere behovet for å bære oksidasjonsmiddel. For eksempel romde romfergen ekstern tank 616 432,2 kg flytende oksygen (LOX) og 103 000 kg flytende hydrogen (LH ₂ ) mens den hadde en egenvekt på 30 000 kg. Den Orbitalfartøyet bruttovekt var 109.000 kg med en maksimal lastekapasitet på ca. 25.000 kg, og for å få sammenstillingen av utskytningsrampen shuttle anvendes to meget kraftige faste raketter med en vekt på 590000 kg hver. Hvis oksygenet kunne elimineres, kan kjøretøyet være lettere ved avstigning og kanskje bære mer nyttelast.

På den annen side bruker scramjets mer tid i atmosfæren og krever mer hydrogendrivstoff for å håndtere aerodynamisk drag. Mens flytende oksygen er ganske tett væske (1141 kg/m ³ ), har flytende hydrogen mye lavere tetthet (70,85 kg/m ³ ) og tar opp mer volum. Dette betyr at kjøretøyet som bruker dette drivstoffet blir mye større og gir mer motstand. Andre drivstoff har mer sammenlignbar tetthet, for eksempel RP-1 (464 kg/m ³ ) JP-7 (tetthet ved 15 ° C 779–806 kg/m ³ ) og usymmetrisk dimetylhydrazin (UDMH) (793,00 kg/m ³ ).

Trykk-til-vekt-forhold

Et problem er at scramjet-motorer er spådd å ha et usedvanlig dårlig vekt-vekt-forhold på rundt 2, når de er installert i et oppskytningsbil. En rakett har fordelen av at motorene har svært høye trykk-vekt-forhold (~ 100: 1), mens tanken for å holde flytende oksygen nærmer seg et volumforhold på ~ 100: 1 også. Dermed kan en rakett oppnå en meget høy massefraksjon , noe som forbedrer ytelsen. Derimot betyr det anslåtte skyvekraft/vekt -forholdet til scramjet -motorer på omtrent 2 at en veldig mye større prosentandel av startmassen er motor (ignorerer at denne brøkdelen øker uansett med en faktor på omtrent fire på grunn av mangel på ombord oksydator). I tillegg unngår ikke bilens lavere skyvekraft behovet for de dyre, omfangsrike og feilutsatte høyytelses turbopumpene som finnes i konvensjonelle væskedrevne rakettmotorer, siden de fleste scramjet-design ser ut til å være ude av stand til banehastigheter i luftpustemodus, og derfor er det nødvendig med ekstra rakettmotorer.

Behov for ytterligere fremdrift for å nå bane

Scramjets kan være i stand til å akselerere fra omtrent Mach  5-7 til rundt et sted mellom halvparten av banehastigheten og banehastigheten (X-30-undersøkelser antydet at Mach  17 kan være grensen sammenlignet med en banehastighet på Mach  25, og andre studier setter øvre hastighetsgrense for en ren scramjet -motor mellom Mach  10 og 25, avhengig av forutsetningene som er gjort). Vanligvis forventes et annet fremdriftssystem (veldig typisk en rakett) å være nødvendig for den siste akselerasjonen til bane. Siden delta-V er moderat og nyttelastfraksjonen av scramjets høy, kan raketter med lavere ytelse som faste stoffer, hypergolikk eller enkle flytende drivstoff boostere være akseptable.

Teoretiske fremskrivninger plasserer topphastigheten til en scramjet mellom Mach 12 (14 000 km/t; 8 400 mph) og Mach 24 (25 000 km/t; 16 000 mph). Til sammenligning er banehastigheten ved 200 kilometer (120 mi) lav jordbane 7,79 kilometer i sekundet (28 000 km/t; 17 400 mph).

Reentry

Scramjets varmebestandige underside kan potensielt fungere som sitt reentry-system hvis et enkelt-trinns-til-bane-kjøretøy som bruker ikke-ablativ, ikke-aktiv kjøling visualiseres. Hvis det brukes en ablativ skjerming på motoren, vil den sannsynligvis ikke være brukbar etter stigning i bane. Hvis aktiv kjøling brukes med drivstoffet som kjølevæske, vil tap av alt drivstoff under brenning til bane også bety tap av all kjøling for det termiske beskyttelsessystemet.

Kostnader

Å redusere mengden drivstoff og oksydasjonsmiddel forbedrer ikke nødvendigvis kostnadene, ettersom rakettdrivmidler er relativt billige. Faktisk kan enhetskostnaden for kjøretøyet forventes å ende opp langt høyere, siden romfartsmaskinvarekostnader er omtrent to størrelsesordener høyere enn flytende oksygen, drivstoff og tankasje, og scramjet -maskinvare ser ut til å være mye tyngre enn raketter for en gitt nyttelast . Likevel, hvis scramjets muliggjør gjenbrukbare kjøretøyer, kan dette teoretisk sett være en kostnadsfordel. Om utstyr som er utsatt for de ekstreme forholdene for en scramjet kan gjenbrukes tilstrekkelig mange ganger, er uklart; alle fløyte scramjet -tester overlever bare i korte perioder og har aldri blitt designet for å overleve et fly til dags dato.

Den endelige kostnaden for et slikt kjøretøy er gjenstand for intens debatt siden selv de beste estimatene er uenige om et scramjet -kjøretøy ville være fordelaktig. Det er sannsynlig at et scramjet-kjøretøy må løfte mer last enn en rakett med like startvekt for å være like kostnadseffektivt (hvis scramjet er et kjøretøy som ikke kan gjenbrukes).

Problemer

Romfartøyer kan ha fordel av å ha et scramjet -trinn. Et scramjet -trinn i et oppskytningsbil gir teoretisk sett en spesifikk impuls på 1000 til 4000  s, mens en rakett gir mindre enn 450  sekunder mens den er i atmosfæren. En scramjets spesifikke impuls avtar imidlertid raskt med hastigheten, og bilen vil lide av et relativt lavt løft -til -drag -forhold .

Det installerte forholdet mellom vekt og vekt mellom scramjets sammenligner seg svært ugunstig med 50–100 av en typisk rakettmotor. Dette kompenseres for i scramjets delvis fordi vekten av kjøretøyet vil bli båret av aerodynamisk løft i stedet for ren rakettkraft (noe som gir reduserte ' gravitasjonstap '), men scramjets ville ta mye lengre tid å komme i bane på grunn av lavere skyvekraft som i stor grad oppveier fordelen. Startvekten til et scramjet -kjøretøy er vesentlig redusert i forhold til en rakett, på grunn av mangel på ombord oksydator, men økt med de strukturelle kravene til de større og tyngre motorene.

Hvorvidt dette kjøretøyet kan være gjenbrukbart eller ikke, er fortsatt gjenstand for debatt og forskning.

applikasjoner

Et fly som bruker denne typen jetmotorer kan dramatisk redusere tiden det tar å reise fra et sted til et annet, og potensielt sette et hvilket som helst sted på jorden i løpet av en 90-minutters flytur. Det er imidlertid spørsmål om et slikt kjøretøy kan bære nok drivstoff til å gjøre nyttige lengdeturer. I tillegg forbyr eller straffer noen land flyselskaper og andre sivile fly som skaper lydbom . (For eksempel i USA forbyr FAA -forskrifter supersoniske flyvninger over land, med sivile fly.)

Scramjet -kjøretøy har blitt foreslått for et enkelt trinn for å binde kjøretøy, der en Mach  12 -spinnende bane med tenner ville hente en nyttelast fra et kjøretøy på rundt 100 km og bære den i bane.

Se også

Referanser

Sitater

Bibliografi

• Romfartsfly - 1961 . Aerospace Projects Review, bind 2, nr.5.
• Aspekter av luftfartsflyet . Flight International, 2. januar 1964, side 36–37.
• Segal, Corin (2009). Scramjet -motoren: Prosesser og egenskaper . Cambridge Aerospace Series . New York City: Cambridge University Press . ISBN 978-0521838153. Hentet 13. februar 2016 .
• Hill, Philip Graham; Peterson, Carl R. (1992). Mechanics and Thermodynamics of Propulsion (2 utg.). Reading, Massachusetts : Addison-Wesley Publishing Company . ISBN 978-0201146592. Hentet 13. februar 2016 .
• Billig, Frederick S. (1993). SCRAM - Et Supersonisk forbrenningsramjetrakett . 29. felles fremdriftskonferanse og utstilling . Monterey, California : AIAA . doi : 10.2514/MJPC93 .
• Ingenito, Antonella; Bruno, Claudio (2010). "Fysikk og regimer for supersonisk forbrenning". AIAA Journal . 48 (3): 515–525. Bibcode : 2010AIAAJ..48..515I . doi : 10.2514/1.43652 . ISSN  0001-1452 .
• "På sporet av Scramjet" . The Lab . ABC . 17. oktober 2002. Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• "Revolusjonerende jetmotor testet" . BBC News . BBC . 25. mars 2006. Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• "French Support Russian SCRAMJET Tests" . Skunk Works Digest . 12. desember 1992. Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• Schneider, David (2002). "Et brennende spørsmål" . Amerikansk forsker . 90 (6): 1. Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• "Hypersonic Scramjet Projectile Flys In Missile Test" . SpaceDaily . Ronkonkoma, New York : Space Media Network. 4. september 2001 . Hentet 13. februar 2016 .
• "National Hypersonics Plan" . NASA Langley Research Center . 13. august 2003. Arkivert fra originalen 7. august 2005.
• Smith, Yvette (2. oktober 2010). "X-43A" . Oppdrag . NASA . Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• "HyShot" . Senter for hypersonikk . University of Queensland . Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• Swinerd, Graham (2010). Hvordan romskip flyr: romfart uten formler . Copernicus bøker . ISBN 9781441926296.

Eksterne linker

• Covault, Craig (17. mai 2010). "Hypersonic X-51 Scramjet for å starte testflyging i mai" . Space.com . Kjøp . Arkivert fra originalen 25. november 2010.
• Guinan, Daniel P .; Drake, Alan; Andreadis, Dean; Beckel, Stephen A. (26. april 2005). "USAs patent: 6883330: Innløpsdesign med variabel geometri for scram jet -motor" . USPTO . Hentet 13. februar 2016 .
• Spencer, Henry. "Liquid Air Cycle Rocket Equation" . Island One Society. Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• Leonard, David (16. august 2002). "Resultater bare i: HyShot Scramjet -test en suksess" . Space.com . Arkivert fra originalen 26. september 2009.
• Wickham, Chris (28. november 2012). "Britisk selskap hevder største motorfremgang siden jetflyet" . Reuters . Thomson Reuters Corporation . Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• Dr. Satish, Kumar. "Scramjet Combustor Development" (PDF) . Combustion Institute (indisk seksjon). Arkivert (PDF) fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .
• Wang, Brian (10. juni 2011). "Aerojet har nye planer for Mach 7 pluss gjenbrukbare hypersoniske kjøretøyer" . Ny stor fremtid. Arkivert fra originalen 13. februar 2016 . Hentet 13. februar 2016 .