Чистая сила

Перевел с немецкого Waldi, по разрешению редакции.

Сегодняшние системы вывода грузов в космос имеют общую проблему: для каждого килограмма полезной нагрузки нужно везти с собой многократное количество топлива, чтобы груз вообще мог набрать орбитальную скорость. Например, 85% от 750 тонн стартовой массы ракеты-носителя "Ариан-5" составляет масса топлива твердотопливных бустеров и работающей на жидком водороде и кислороде главной ступени. Каждый килограмм, сэкономленный на топливе, приводит к увеличению КПД носителя.

Было бы идеально, если бы при пролете носителя через атмосферу использовался бы содержащийся в ней кислород. Но традиционные турбореактивные двигатели (ТРД), используемые на большинстве авиалайнеров и боевых самолетов, могут по конструктивным причинам применяться только до скорости Маch 3.

Здесь начинается рабочая область т.н. прямоточных двигателей, которые можно применять до высоких гиперзвуковых скоростей, т.е. выше Mach 5. Помимо космического транспорта, эти двигатели могут применяться и в перспективных высокоскоростных самолетах. Они сочетают увеличенную дальность полета с низким весом и компактностью конструкции.

#plain

	Давление и температура воздуха во впускном тракте зависит не только от скорости полета, но и от плотности воздуха, т.е. от высоты полета. Из требований необходимой для рабочего процесса степени сжатия и конструктивных ограничений планера и деталей двигателя по температуре и давлению получается т.н. зона работы воздушный двигателей, в рамках которой находятся все возможные концепции прямоточных двигателей.
	Уже с 50х годов ведутся исследования над прямоточными двигателями (ПТД). Так в 1957 году впервые взлетел французский экспериментальный самолет Nord Griffon II с комбинированной силовой установкой, состоящей из ПТД и обычного ТРД. До завершения исследовательской программы в 1959 году этот самолет совершил около 200 полетов и при этом поставил мировой рекорд скорости в Mach 2,19. Кроме того, ПТД устанавливались в прошлом на различных ракетах "воздух-земля" и "земля-воздух" - в комбинации с ракетными двигателями. Но только с развитием технологий жаростойких материалов и под давлением необходимости создания более мощных и экономичных космических носителей прямоточные двигатели попали сегодня снова в центр внимания интенсивных исследовательских работ.
Nord Griffon II

В принципе прямоточный двигатель является использующим атмосферный воздух устройством без движущихся частей. При высоких скоростях полета воздух так сильно сжимается во входной части двигателя, что отпадает потребность в компрессоре, как в ТРД. Это является главным отличием ПТД от обычных ТРД, которые по существу состоят из пяти компонент: входной тракт, компрессор, камера сгорания, турбина и сопло.

В обычных реактивных двигателях тяга создается в трех стадиях работы: входной тракт (под действием набегающего воздуха) и компрессор сжимают воздух, затем в камере сгорания ему придается доп. энергия путем сжигания горючего. В турбине и сопле раскаленные газы расширяются , причем внутренняя энергия газов преобразуется в кинетическую и, таким образом, в тягу двигателя.

Однако при увеличении скорости полета качества ТРД ухудшаются. Это можно продемонстрировать т.н. топливноспецифическим импульсом (ТСИ). Это термодинамическая величина описывает тягу, созданную единицей массы топлива. Значение ТСИ резко падает с увеличением скорости. Другими словами: при больших числах Mach для создания требуемой тяги требуется непропорционально большой расход топлива. При Mach 3 и выше ТСИ прямоточного двигателя становится лучше, чем у ТРД, у которого в этом виноват компрессор.

Эта многоступенчатая компонента с гребными и направляющими лопатками вызывает потери энергии, не принося большой пользы на больших Mach-числах. Поскольку с ростом скорости растет и сжатие набегающего воздуха во впускном тракте, то доля компрессора в суммарном сжатии воздуха падает: при Mach 1 примерно 50%, при Mach 2 - около 15% и при Mach 3 - менее 4%.

Начиная с тройной скорости звука и выше достаточно вызванного скоростным напором сжатия воздуха, чтобы рабочие процессы в двигателе проходили устойчиво. Т.е. при высоких скоростях полета компрессор просто не требуется. К этому следует добавить, что при таком скоростном напоре резко повышается температура на впуске: при Mach 8 - от 3000 до 4000 градусов Кельвина (2727 - 3727 град.С) в зависимости от высоты полета, при Mach 12 - около 8000К.

Подобные температуры обычные компрессоры не выдержат, т.к. их лопатки трудно охлаждать, а соответствующих жаропрочных материалов не существует. Логический вывод: не использовать компрессор вовсе. Тогда не понадобится и турбина, т.к. она нужна только для привода компрессора. Т.о. получается очень простая конструкция прямоточного двигателя: входной диффузор, камера сгорания и сопло.

В традиционных ТРД в камере сгорания сгорает керосин при относительно небольшой скорости потока воздуха в Mach 0,2. Это позволяет достичь хорошего смешивания воздуха и впрыскиваемого керосина и соответственно высокого КПД сгорания. Это преимущество желательно также использовать и в ПТД, тем более что для дозвукового сжигания наработан очень большой опыт.

При скоростях Mach 3-4 снижение скорости потока воздуха в двигателе до дозвуковой для управляемого горения керосина еще не вызывает проблем. Все выглядит гораздо сложнее при значительном увеличении скорости. Высокая скорость набегающего потока воздуха должна быть снижена во впускном диффузоре до умеренной в камере сгорания. Это связано с потерями энергии (см.рисунок "Сжатие на сверхзвуке"), тем большими, чем больше скорость полета. При этом ухудшается качество рабочего процесса в двигателе и его тяга снижается.

Задачей впускного диффузора является снижение скорости потока и преобразование его кинетической энергии в увеличение давления с минимальными потерями. Снижение скорости на сверхзвуке достигают т.н. скачками давления. Так называют резкие изменения свойств газа. При этом резко повышаются давление, температура и плотность, в то время как скорость газа падает. Это сопровождается и потерей энергии, тем большей, чем сильнее скачки давления. Различают косые и более энергоемкие прямые скачки. Такие прямые скачки приводят к снижению скорости газа со сверхзвуковой до дозвуковой, в то время как косые скачки проходят на сверхзвуке. При этом более выгодно сжимать воздух несколькими слабыми косыми скачками, чем одним сильным. Если скорость потока должна быть дозвуковой, как при Ramjet или ТРД военного самолета, не обойтись без заключительного прямого скачка. Чтобы уменьшить его потери энергии, предварительно снижают скорость потока до небольшой звуковой косыми скачками сжатия. На Scramjet - впускных трактах прямой скачок давления вообще не нужен, т.к. сжатие воздуха в них происходит только за счет косых скачков.

Т.н. "чисто внутреннее сжатие" имеет меньше потерь на скоростях выше Mach 4, в области скоростей между Mach 2,5 и 4 обычно применяют смешанное сжатие, при котором часть косых скачков давления вызывается еще перед самим впускным трактом с помощью конуса или клина.

Ramjet - это прямоточный двигатель с дозвуковым сгоранием топлива. Начиная со скорости ~Mach 6 целесообразнее применять т.н. Scramjet со сверхзвуковым потоком в камере сгорания. Хотя сверхзвуковое горение не так эффективно, такие двигатели имеют существено меньшие потери энергии на скачки сжатия во входном тракте.

Как и в ракетных двигателях, для ПТД в качестве горючего предусмотрено применение водорода вместо керосина. Причина лежит в гораздо более высокой плотности энергии водорода. Килограмм такого топлива может выделить в три раза больше энергии. Недостатком водорода является низкая плотность и следующий отсюда большой объем баков.

В Scramjet-двигателе вследствие высоких скоростей - на входе камеры сгорания Mach 2-3, на ее выходе Mach 1,2-1,6 - имеет место очень плохое смешивание воздуха и топлива и процесс горения малоэффективен. Поэтому камера сгорания должна иметь большую длину, чтобы обеспечить хотя бы удовлетворительное смешивание.

Существуют различные способы внесения топлива - газообразного водорода - в сверхзвуковую камеру сгорания. В общем можно различать (вертикальный) впрыск через отверстия в стенке камеры и через помещенные в потоке инжекторы. Последние впрыскивают топливо более-менее параллельно потоку воздуха. Поскольку скорости воздуха и топлива различны, возникают турбулентности, ускоряющие смешивание в камере сгорания. С помощью дополнительных завихрителей пытаются усилить эти турбулентности и т.о. повысить эффективность смешивания. Но на завихрения тратится энергия потока, и здесь необходимо находить компромисс.

Поэтому-то и вертикальный впрыск, вызывающий сильные завихрения потока, не показал значительных преимуществ. Хотя непосредственно возле стенки камеры и достигается хорошее смешивание, топливо не проникает достаточно глубоко в объем сгорания. При этом в области впрыска возникают волны сжатия и срывы потока, что приводит к потерям давления. В общем, геометрия камеры сгорания и элементов впрыска топлива, так же как и управление процессом горения, является большой технической задачей при разработке и применении ПТД.

Чтобы еще более расширить область применения ПТД, инженеры разработали концепции двухрежимных двигателей, которые могут работать как в режиме Ramjet, так и в режиме Scramjet. Т.о. двигатель может оптимально работать в очень широком диапазоне скоростей. Многорежимность ПТД может достигаться либо камерой сгорания переменной геометрии, либо впрыском топлива через разные дюзы в зависимости от скорости потока. #t Естественно, ни Ramjet, ни Scramjet не могут эффективно работать при скорости менее Mach 2-3. Если ЛА должен взлетать самостоятельно, то необходимо комбинировать ПТД с какой-либо другой двигательной системой. Поскольку у ПТД отсутствует компрессор, на входе в камеру сгорания отсутствует необходимое давление воздуха, и двигатель на стоянке не работает. Т.о. ясно, что не существует используемого воздух двигателя, способного работать с места и до высоких Mach-скоростей.

Но гиперзвуковой ЛА не может стартовать со скоростью Mach 3, он должен иметь возможность стартовать с места и проходить весь возможный диапазон скоростей. Из этого следует, что для его ускорения до такой скорости необходимо использовать другие способы.

При этом возможны два способа. При двухступенчатой концепции (программа Зенгер, например) ЛА с ПТД выносится на нужную высоту и скорость другим ЛА с обычным ТРД. При одноступенчатой конструкции ЛА имеет комбинацию ПТД и ТРД, которые переключаются при скорости Mach 3.

Для применения в космическом транспорте большие надежды возлагают на т.н. Rocked-based Combined Cycle Engine (RBCC). При этом комбинируют ПТД с ракетным двигателем (РД). Для старта и разгона до рабочих скоростей Ramjet'а используется ракетный двигатель. Затем, для разгона до скорости Mach 10-12 используется только ПТД. С этого момента вновь включается РД в качестве дополнительного, и начиная с Mach 20 ракетный двигатель в одиночку выводит полезный груз на орбиту.

Но прежде чем эта концепция станет осуществимой, необходимо еще провести немало работ в фундаментальной области Scramjet-технологии. На сегодняшний день еще ни один ЛА не летал с Scramjet-двигателем. Но это дело недалекого будущего.

Летом 2000 года должен совершить свой первый тестовый полет аппарат Х-43A фирмы NASA. В рамках программы Hyper-X этого ведомства строятся три таких испытательных ЛА (ок. 4 метров длины) со встроенным Scramjet-двигателем. В следующие три года они должны достичь скоростей в Mach 10.

X-43A будет первым гиперзвуковым самолетом с Scramjet, т.е. с прямоточным двигателем со сверхзвуковым горением. Всего строится три аппарата, которые должны достигнуть скоростей Mach 7 - 10. Летательный аппарат не может взлетать самостоятельно и поэтому будет выноситься самолетом B-52 NASA на высоту старта. Ракета-носитель разгоняет X-43A до рабочих скоростей Scramjet-двигателя.


X-43A должен достичь высоты 30 км	Тест Х-43А с носителем "Pegasus" в воздушном канале

Начиная с 1997 работают Германский Авиационно- космический Центр DLR и французский авиационно- исследовательский институт ONERA над совместным исследовательским проектом ПВР-двигателя для гиперзвукового самолета. Целью проекта JAPHAR (Joint Airbreathing Propulsion for Hypersonic Application Research) является развитие технического знания о прямоточных двигателях. Участники проекта сконцентрированы сейчас на разработке двухрежимного ПВРД, т.е. работающего как Ramjet с дозвуковым горением и как Scramjet со сверхзвуковым горением. При этом должна быть перекрыта область скоростей от Mach 2 до Mach 8. При ПВРД форма самолета имеет решающее влияние на параметры двигателя. Поэтому разработка двигателя интегрирована в концепцию экспериментального ЛА, способного развить скорость от Mach 4 до Mach 8. Передняя часть этого ЛА - клин - разработан на принципе "бегущей волны" (Wellenreiter-Prinzip).

Смотри также