XXI століття вже почав розгортати перед нами нові перспективи і ставити нові завдання. Літаки тепер повинні літати на гіперзвукових швидкостях, а для цього в їх двигунах необхідно гармонійно об'єднати риси авіаційної та космічної техніки. У надзвуковому ПВРД - прямоточном повітряно-реактивному двигуні - не використовується ніяких обертових частин, при цьому літак, оснащений таким двигуном, буде здатний покривати сотні кілометрів за лічені хвилини, зробить реальністю регулярні надшвидкісні трансконтинентальні перельоти і недорогі космічні польоти.
Отримані в ході цього експерименту результати допомогли тверезо оцінити концепцію надзвукового літального апарату з повітряно-реактивним двигуном. Серія польотів, запланованих на найближчі кілька років, повинна розширити обсяг уже наявних експериментальних даних, так що не мине й десятиліття, як перші гіперзвукові апарати з ПВРД будуть запущені в комерційну експлуатацію.
У Сполучених Штатах розвиток прямоточних повітряно-реактивних двигунів має довгу історію. На основі теоретичних розробок, розпочатих ще в сорокові роки, в кінці п'ятдесятих американські ВПС, ВМФ і NASA впритул підступили до експериментального етапу. Нинішній рівень опрацювання цієї ідеї базується на безлічі дослідницьких програм з конструюванням подібних двигунів на водневому і вуглеводневому паливі.
У традиційному ПВРД надходить в повітрозабірник надзвуковий повітряний потік гальмується до дозвуковій швидкості стрибками ущільнення - ударними хвилями, утвореними за рахунок певної геометрії повітрозабірника. Пальне впорскується в цей стислий гальмуванням дозвуковій потік, суміш згорає, і гарячі гази, проходячи через регульований чи нерегульований сопло, знову розганяються до надзвукових швидкостей.
У гіперзвуковому ПВРД повітряний потік гальмується на вході в меншій мірі і залишається надзвуковим в ході всього процесу горіння палива. У цьому випадку відпадає потреба в регульованих соплах, і робота двигуна оптимізована для широкого діапазону чисел Маха. Сучасні дворежимні гіперзвукові ПВРД здатні працювати в режимах як дозвукового, так і надзвукового горіння, забезпечуючи плавний перехід з одного режиму в інший.
Концепція ГПВРД являє собою зразок гармонійного поєднання планера літального апарату і його рушія. У цій схемі двигун займає всю нижню поверхню літального апарату. Силова установка складається з семи основних елементів, п'ять з них відносяться власне до двигуна, а два - до фюзеляжу апарату. Зона двигуна - це передня і задня частини повітрозабірника, камера згоряння, сопло і система подачі пального. До фюзеляжу можна віднести впливають на роботу двигуна нижні поверхні його носової і хвостової частин.
У швидкісний системі нагнітання повітря ефективно взаємодіють носова нижня частина фюзеляжу і повітрозабірник. Вони спільно захоплюють і стискають повітряний потік, подаючи його в камеру згоряння. На відміну від звичайних реактивних двигунів, в ГПВРД на надзвукових і гіперзвукових швидкостях польоту необхідне стиснення повітря, що поступає досягається без використання механічного компресора. Первісне стиснення створюється нижній носовою частиною фюзеляжу літака, а повітрозабірник доводить його до необхідного ступеня стиснення.
Набігає повітряний потік відчуває серію стрибків ущільнення у носовій частині літака і на вході в повітрозабірник, його швидкість знижується, при цьому ростуть тиск і температура. Принципово важливим компонентом ГПВРД виступає задня частина повітрозабірника. У цій зоні надзвуковий вхідний потік зустрічається з протитиском, яке перевершує статичний тиск повітря на вході. Коли в результаті процесу горіння від стінки починає відділятися прикордонний шар, в зоні задньої частини повітрозабірника формується серія стрибків ущільнення, створюючи свого роду «передкамеру» перед справжньою камерою згоряння. Наявність задньої частини повітрозабірника дозволяє досягти в камері згоряння необхідних рівнів теплопідводу і управляти зростаючим тиском так, щоб не виникла ситуація, звана «замиканням», при якій ударні хвилі перешкоджають попаданню повітряного потоку в задню частину повітрозабірника.
Камера згоряння забезпечує найбільш ефективне змішування повітря з пальним за рахунок упорскування, розподіленого по довжині камери. Таким чином досягається найбільш ефективний переклад теплової енергії в тягу двигуна. Система викиду газів, що складається з сопла і нижньої поверхні хвостової частини фюзеляжу, забезпечує кероване розширення стислих гарячих газів, що, власне, і дає необхідну тягу. Процес розширення перетворює виникає в камері згоряння потенційну енергію в енергію кінетичну. У зоні сопла відбувається безліч фізичних явищ - це і горіння, і ефекти прикордонного шару, і нестаціонарні потоки газів, і нестійкість верств з поперечним зсувом, а також безліч специфічних об'ємних ефектів. Форма сопла має величезне значення для ефективності роботи двигуна і для польоту в цілому, оскільки вона впливає на підйомну силу і керованість літака.
Як все це діє
До того як літальний апарат з ГПВРД досягне бажаних швидкостей, його двигун повинен послідовно пройти через кілька режимів роботи. Для розгону до швидкостей близько 3 Махов можна використовувати одну з декількох можливостей - наприклад, додаткові газотурбінні двигуни або ж ракетні прискорювачі (як внутрішні, так і зовнішні).
На швидкості 3-4 Маха ГПРВД перебудовується з режиму низкоскоростной тяги на такий режим, коли в двигуні формуються стійкі перегони ущільнення, що створюють на вході в камеру згоряння один або кілька ділянок повітряного потоку на дозвуковій швидкості. У традиційному ПВРД це забезпечують повітрозабірник і дифузор - вони знижують швидкість потоку до рівня нижче швидкості звуку за рахунок збільшення площі дифузора, таким чином на дозвукових швидкостях можна досягти повного згоряння суміші.
За камерою згоряння розташоване суживающееся-розширюється сопло, яке і видає необхідну тягу. У ГПРВД на виході з камери відбувається «газове теплове дросселирование», яке не вимагає реального геометричного звуження сопла. Це звуження потоку формується завдяки змішуванню газів з повітрям і точно вивіреного розподілу потоків.
Поки літак з ГПВРД на власній тязі розганяється від 3 до 8 Махов, в діапазоні від 5 до 7 Махов двигун переходить на інший режим. Це перехідний момент, коли двигун працює і як традиційний ПВРД, і як гіперзвукової. Зростання температури і тиску в камері згоряння сповільнюється. В результаті для нормальної роботи стає достатньою коротша зона попереднього стиснення. Скачки ущільнення зсуваються від горловини повітрозабірника ближче до входу камери згоряння.
Коли швидкість перевалює за 5 Махов, режим надзвукового горіння забезпечує вже більш високу тягу, тому специфіка двигуна вимагає, щоб режим ПВРД використовувався до тих пір, поки апарат не досягне швидкості в 5-6 Махов. На порозі приблизно в 6 Махов гальмування повітряного потоку до дозвуковим швидкостям призводить місцями до майже повної його зупинки, що викликає різкі скачки тиску і теплопередачі. Десь в інтервалі між 5 і 6 махами поява цих симптомів може служити сигналом для переходу на режим чистого ГПВРД. Коли швидкість перевалює за 7 Махов, процес згоряння вже не здатний розділяти повітряний потік, і двигун починає працювати в режимі ГПВРД без стрибків ущільнення перед камерою згоряння. Ударні хвилі від повітрозабірника розподіляються вздовж усього двигуна. На швидкостях вище 8 Махов закони фізики вимагають надзвукового режиму згоряння, оскільки двигун вже не зможе витримувати тисків і температур, які виникли б при гальмуванні повітряного потоку до дозвукових швидкостей.
При роботі ГПВРД на швидкостях від 5 до 15 Махов постає кілька технічних проблем. Це складності змішування пального з повітрям, боротьба з тепловими навантаженнями двигуна, зокрема з перегрівом всіх передніх кромок повітрозабірника. Для польотів на гіперзвукових швидкостях потрібні особливі конструкції і матеріали.
Коли швидкість уприскуваного пального зрівнюється зі швидкістю влітає в камеру згоряння повітряного потоку, а це відбувається на швидкостях близько 12 Махов, змішування пального з повітрям стає вельми скрутним. При ще більш високих числах Маха величезні температури в камері згоряння викликають розпад молекул і їх іонізацію. Ці процеси, накладаючись на і без того складну картину повітряного потоку, де відбувається надзвукове перемішування, взаємодія камери згоряння з каналом повітрозабірника і діють закони горіння, роблять майже неможливим розрахунок газових потоків, режиму подачі палива і теплового балансу камери згоряння.
В ході гіперзвукового польоту нагрів двигуна літального апарату залежить не тільки від роботи камери згоряння - свій внесок вносять і інші системи: насоси, гідравліка, електроніка. Системи управління теплообміном в гіперзвукових літальних апаратах в основному сконцентровані на двигуні, оскільки саме він відчуває максимальні теплові навантаження. Двигун взагалі створює багато проблем - зона реактивного потоку відрізняється величезними термічними, механічними і акустичними навантаженнями, а плюс до всього вона заповнена виключно корозійно активної сумішшю з розпечених продуктів згоряння і кисню.
Якщо двигун не охолоджувати, температура камери згоряння перевалить за 2760 градусів Цельсія, а це вище, ніж точка плавлення для більшості металів. На щастя, з проблемою високих температур вдається впоратися шляхом активного охолодження, правильного підбору матеріалів і розробкою спеціальних високотемпературних конструкцій.
Сам гіперзвукової літальний апарат теж пред'являє жорсткі вимоги до конструкцій і матеріалів. Ось вони:
- дуже високі температури;
- нагрів апарату в цілому;
- стаціонарні і переміщаються локалізовані зони нагріву від ударних хвиль;
- високі аеродинамічні навантаження;
- високі навантаження від пульсацій тиску;
- можливість серйозного флатера, вібрацій, флюктуіруючі навантаження термічного походження;
- ерозія під впливом набігаючого повітряного потоку і реактивного потоку всередині двигуна.
Тепер, після успішного польоту апарату Х-43А і наземних випробувань декількох повномасштабних моделей, все реальніше виглядають плани створити повноцінний літак з ГПВРД на водневому або вуглеводневому паливі. Коли наші матеріали були відправлені до друку, NASA готувалася запустити ще один Х-43А і розігнати його до швидкості 10 Махов, тобто до 12 000 км / ч.
Передруковано з дозволу журналу The Industrial Physicist American Institute of Physics