VI Международная студенческая научная конференция Студенческий научный форум - 2014

Для доставки различных грузов на заданную орбиту с конца 50-х годов прошлого века и по настоящее время успешно применяются космические системы, использующие ракетный двигатель (РД). Для создания тяги РД используют только топливо (или другие рабочие тела), хранящееся внутри самого летательного аппарата. Как группа, РД являются самыми лёгкими и имеют наибольшую скорость истечения газовой струи. Хотя в то же самое время, это наименее эффективные, относительно топлива двигатели, среди всех типов реактивных двигателей. Более эффективными являются воздушные турбо реактивные двигатели (ВРД), прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) и гиперзвуковые прямоточный воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД), использующие в качестве рабочего тела воздушно топливную смесь. ГПВРД по своей сути является разновидностью ПВРД с той лишь разницей, что горение происходит при сверхзвуковой скорости воздушного потока (отсюда и название двигателя). Это позволяет ГПВРД работать эффективно при очень больших числах Маха: от 12 (15000 км/ч) до теоретических 24 (29000 км/ч). В гиперзвуковых летательных аппаратах (ЛА) используют ГПВРД. Как правило, силовая установка занимает всю нижнюю поверхности фюзеляжа летательного аппарата и состоит из семи основных частей, пять из которых относятся непосредственно к самому двигателю (внутренний воздухозаборник, изолятор, камера сгорания, внутреннее сопло и топливная система), а две к фюзеляжу (передняя и задняя части) [1, 2]. Передняя часть фюзеляжа является основной частью воздухозаборной системы двигателя (рис. 1). Задняя же часть представляет главный элемент выходного сопла. Основной целью высокоскоростной воздухозаборной системы, включающей в себя переднюю часть фюзеляжа и внутренний воздухозаборник, является захват и сжатие набегающего потока воздуха (рис. 2). При их обтекании возникает система ударных волн, замедляющая захваченный воздух с соответствующим увеличением давления и температуры. Данный процесс включает в себя головную ударную волну с изоэнтропическими косыми скачками, взаимодействие пограничного слоя с ударными волнами, неоднородности потока, а также трёхмерные эффекты.

Рис. 1. Принципиальная схема строения ГПВРД

Рис. 2. Схема течения газа в воздухозаборнике ГПВРД

Хотя гиперзвуковые технологии разрабатываются с конца 50-х годов прошлого века, лишь совсем недавно тестовые ЛА на основе ГПВРД смогли пройти успешные испытания. [3]. Главная проблема - выдержать диапазон чисел М. Минимальное число Маха, которым ограничивается «снизу» работа ГПВРД определяется тем, что поток сжатого воздуха должен быть: достаточно горячим, чтобы обеспечить поджиг топливной смеси; иметь достаточно высокое давление, чтобы реакция горения успела пройти до того, как струя газа выйдет через сопло. Математическое моделирование при конструировании и эксплуатации ГПВРД является неотъемлемой частью создания гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей и, следовательно, нового этапа освоения околоземного пространства. Работа выполнена при поддержке РФФИ (Грант № 14-07-00564-а).

Список литературы

1. Andreadis D. Scramjet Engines Enabling the Seamless Integration of Air & Space Operations // Pratt & Whitney Space Propulsion, Hypersonics, West Palm Beach, Fl, 33410-9600.

2. Поляков М.С., Хлопков Ю.И. Cиловые установки гиперзвуковых летательных аппаратов // Труды 56-й научной конференции МФТИ «Современные проблемы фундаментальных и прикладных наук». - Жуковский, 2013. С. 26-27.

3. Хлопков Ю.И., Чернышев С.Л., Зея Мьо Мьинт, Хлопков А.Ю. Введение в специальность II. Высокоскоростные летательные аппараты.– М.: МФТИ, 2013. – 192 с.