Предисловие
С самого зарождения авиации, тенденция в проектировании летательных аппаратов (ЛА) была направлена на увеличение скорости и дальности, и инженеры и конструкторы постоянно расширяли границы современных технологий и знаний об аэродинамике полетов на гиперзвуковых скоростях. Многие мировые компании работают над расширением скоростного диапазона от сверхзвуковых скоростей к следующему великому рубежу – гиперзвуковому полёту со скоростью, превышающей скорость звука в 5...25 раз .
Концепция waverider'a (волнолёта) была впервые представлена профессором Нонвейлером (T. Nonweiler) в 1959, который сгенерировал волнолеты в виде каретки, на основании двумерного поля потока за плоской наклонной ударной волной, созданной клином, как рассказано в статье ниже.
Типы waveriders (волнолётов)
Имеются два вида гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА) - с маршевым двигателем на борту и без двигателя, когда тело летит как glider (планер), планируя с большой высоты на огромные расстояния за счет начальной скорости и конструктивных особенностей аппарата, позволяющих уравновесить силу земного притяжения подъемной силой сжатия, которая возникает от собственной ударной волны летящего с гиперзвуковой скоростью аппарата.
К первым типам конструкций относятся волнолеты (waveriders) типа X-43 Hyper-X (НАСА) и Boeing Х-51, ко вторым, летящим без двигательной установки на борту, waverider Falcon HTV-2.
Если с ЛА, оснащенными двигателями на борту, всё понятно: движение осуществляется за счет силы тяги двигателя, а подъемная сила, возникающая за счет скоростного обтекания аэродинамических поверхностей, обеспечивает полет, причем в установившемся горизонтальном полете силы T и D, L и W уравновешивают друг друга (см. рис. 2).
Во втором случае всё менее очевидно (рис.3). Как это возможно в планирующем полете, без двигателя, достичь дальности в несколько тысяч километров?! Высота полета H не велика, как правило от 50 до 80 км, ниже линии Кармана (100 км). Для камня (когда Vверт = 0) получаем, исходя из банальных формул:
дальность полета будет порядка 500 км даже при суб-космической скорости (при Н= 80 км, а Vср = 27М/2).
Но планирующие гиперзвуковые ЛА (в отличие от метеоритных камней) обладают подъемной силой сжатия за счет конструктивных особенностей аппарата, которая уравновешивает его вес, что позволят таким ЛА достаточно долго и далеко лететь в верхних слоях атмосферы.
Упругая среда создает "ударное" взаимодействие потока с летящим телом (с соответствующим распределением давлений и касательных напряжений по верхней и нижней поверхностям тела), что удерживает аппарат от падения (при достаточных размерах поверхностей ГЛА).
Рассмотрение специфики полетов ГЛА, летящих с гиперзвуковой скоростью (waveriders или волнолётов) есть тема данной статьи.
Концепция гиперзвукового транспортного средства
Для того чтобы дать более полное определение волнолета (waverider) и понять за счет чего он летает, сначала очень коротко рассмотрим природу гиперзвукового обтекания, с тем чтобы уяснить, как параметры набегающего потока и внешние формы аппарата определяют летные характеристики оптимальных конструкций волнолётов. Затем обзорно рассмотрим несколько концептуальных аппаратов и потенциальных приложений для гиперзвуковых полётов в земной атмосфере.
Концепция гиперзвукового транспортного средства, как базовая технология давно изучается в НАСА. Помимо военных приложений, таких как гиперзвуковые крылатые ракеты, на горизонте вскоре могут появиться гражданские приложения, такие как разгонные ступени для космических аппаратов и многоразовые средства доставки грузов на орбитальные станции в ближний космос.
Эмпирическое правило определяет гиперзвуковой поток как поток со скоростью в 5 Махов и выше. Однако в скорости 5 Махов нет ничего волшебного. Если вы летели со скоростью 4,99 Маха и разогнались до 5,01 Маха, то ничего экстраординарного не произойдет, в отличие от случая, когда вы летели со скоростью 0,99 Маха и разогнались до 1,01 Маха - в последнем случае происходит переход от дозвукового к сверхзвуковому полёту с ударной волной и звуковым "ударом". При M > 5 таких громких эффектов не возникает, но возникает негативное влияние упругой среды: возрастают волновое сопротивление, вязкое взаимодействие и поверхностное трение, а также увеличивается аэродинамический и радиационный нагрев ЛА, которые не проявляются так выпукло при полетах с меньшими скоростями и которые, как правило, представляют большую проблему при гиперзвуковых полётах.
При проектировании летательного аппарата, не обязательно гиперзвукового, важно создать аппарат с максимальным аэродинамическим качеством (L/D)max, т.е. с максимальным отношением подъемной силы L к силе сопротивления D среды, при минимальной массе и размерах с максимально возможной полезной нагрузкой и минимальными энергетическими затратами для преодоления сопротивления среды при полете на гиперзвуковых скоростях.
Гиперзвуковой полет летательных аппаратов (ЛА) стал реальностью с 1949 года, когда ракета WAC Corporal, разогнанная на большую высоту захваченной у немцев ракетой Фау-2, вернулась в атмосферу на скорости более 5 000 миль в час на испытаниях в Уайт-Сэндс (White Sands) в штате Нью-Мексико. С тех пор целый ряд космических аппаратов, таких как, например, космический челнок и возвращаемый модуль «Аполлон», не раз возвращались на Землю с полетом сквозь атмосферу на больших гиперзвуковых числах Маха от М=26 до М=36.
Из аэродинамики известно, что при обтекании острого клина сверхзвуковым потоком на его острие образуется ударная волна. Такая волна называется косым скачком уплотнения, поскольку она формируется под некоторым углом к поверхности клина (ударная волна, перпендикулярная поверхности, называется прямым скачком уплотнения). С увеличением числа Маха угол наклона скачка уплотнения уменьшается, как показано на рис. 5, приближаясь к поверхности летящего тела.
Для тела, летящего с гиперзвуковой скоростью, расстояние между поверхностью клина и скачком уплотнения может быть очень малым на большей части тела, поэтому результирующее поле течения между поверхностью тела и скачком уплотнения часто называют ударным слоем.
Максимальное аэродинамическое качество (L/D)max (то есть отношение подъемной силы L к силе сопротивления D) является мерой аэродинамической эффективности любого летательного аппарата.
К сожалению, для сверхзвуковых и гиперзвуковых летательных аппаратов с увеличением числа Маха набегающего потока аэродинамическое качество (L/D)max аппаратов снижается довольно резко. Это просто факт природы, вызванный по мере увеличения числа Маха быстро увеличивающейся силой ударной волны, что приводит к значительному росту волнового сопротивления.
Результаты испытаний образцов в аэродинамической трубе показали, что гиперзвуковые аппараты имеют аэродинамическое качество, значительно ниже, чем типичных для дозвуковых и низко-сверхзвуковых самолетов. Например, (L/D)max для Боинга 747 составляет порядка 20.
Множество исследований гиперзвуковых аппаратов подтвердили вывод об уменьшении максимального аэродинамического качества с увеличением числа Маха ("L/D barrier"). Что объяснимо высоким волновым сопротивлением и трением. Очевидно, этот результат малоприятен, поскольку дальность полёта самолёта в установившемся горизонтальном крейсерском полёте напрямую зависит от L/D.
Класс waveriders (волнолетов, "волновых наездников")
Неужели из-за низкого аэродинамического качества и аэродинамического нагрева возникает непреодолимый тупик для полетов гиперзвуковых аппаратов в атмосфере?
Нет, существует класс гиперзвуковых летательных аппаратов, у которых соотношение L/D достаточно высокое — это волнолёты, они же waveriders (вэйврайдеры) или "волновые наездники". Волнолёт (waverider) — это сверхзвуковой или гиперзвуковой летательный аппарат, к которому по всей передней кромке прикреплена ударная волна, созданная им же, как показано на рис. 6 ниже. Она и создает подъемную силу. Из-за этого создается впечатление, что летательный аппарат как бы едет на вершинe ударной волны, отсюда термин «волновой наездник».
В основе концепции волнолёта лежит идея использования собственной ударной волны, которая создается его передней кромкой носовой части, и создает подъемную силу.
Только в этом случае возникает так называемая подъёмная сила сжатия (compression lift или компрессионная подъемная сила), направленная вверх, которая удерживает аппарат в полёте. Эта сила возникает за счет повышения давления под летательным аппаратом из-за собственных ударных волн, возникающих при его сверхзвуковом (гиперзвуковом) полёте. Величина силы определяется площадью аппарата. Исследователи Кларенс Сивертсон (Clarence Syvertson) и Альфред Дж. Эггерс (Alfred J. Eggers) открыли это явление в далеком 1956 году, анализируя отклонения от нормы при входе ядерных боеголовок в атмосферу. Но почему только на нижнюю часть летящего тела? Ведь при обтекании клина поле потока разделяется симметрично относительно биссектрисы угла клина и действует на обе поверхности тела, и на верхнюю, и на нижнюю. Но... Верхняя часть клина совершенно не нужна. Чтобы возникла подъемная сила используется лишь нижняя часть клина, как это показано на картинке ниже.
Для получения приемлемой величины подъемной силы для удержания тяжёлого аппарата в полёте нужна гиперзвуковая скорость и достаточная площадь его поверхности.
О проектировании волнолётов
Как спроектировать летательный аппарат такой формы, чтобы ударная волна прикреплялась по всей его передней кромке, то есть как спроектировать волнолёт (вейврайдер)?
Вот замысел проф. Т. Нонвейлера. Рассмотрим следующий рис. 8. Вместо верхней части клина - плоскость, параллельная набегающему потоку, и, следовательно, единственной волной в потоке является плоская ударная волна, распространяющаяся под клином, как показано в верхней части рисунка.
Теперь представьте себе две прямые линии, произвольно проведенные на поверхность ударной волны, приходящая в точку на фронте скачка. Рассмотрим все линии тока потока за скачком уплотнения, исходящие из этих произвольных линий. В совокупности эти линии тока образуют поверхность потока, которую можно рассматривать как поверхность летательного аппарата, передние кромки которой определяются двумя произвольно прочерченными линиями на ударной волне. Поскольку поле потока за плоской ударной волной однородно с параллельными линиями тока, эти поверхности потока представляют собой плоские поверхности, которые повторяют форму летательного аппарата с поперечным сечением, как показано на рисунке , названным «кареткой» за схожесть с символом каретки ∧ на клавиатуре. Если вы теперь мысленно отбросите воображаемое генерирующее поле потока, показанное в верхней части рисунка, то останется обтекаемое тело в виде каре, как показано в нижней части рисунка . Если сосредоточить внимание на форме обтекаемого тела в нижней части рисунка , то плоские поверхности в нижней части созданного тела представляют собой поверхности потока, которые существуют за косой ударной волной, — поверхности потока, которые генерируются линиями тока, начинающимися на самой ударной поверхности. Следовательно, ударная волна по определению прикрепляется к передней кромке транспортного средства; этот плоская прикрепленная ударная волна (shock wave) показана натянутой между двумя боковыми передними кромками ЛА, как показано на рис 9.
Таким образом, если вы создадите летательный аппарат с такой формой и поместите его в набегающий поток с заданным числом M∞ и с таким углом атаки, что угол отклонения потока нижней поверхности ЛА будет таким же, как у воображаемого клина, тогда природа позаботится о том, чтобы плоскость ударной волны, начиная с острия, прикрепилась по обеим боковым передним кромкам летательного аппарата, как показано на рисунке бирюзовым цветом.
То есть, транспортное средство будет волнолетом, оно "оседлает" свою же ударную волну. Обратите внимание, что на рисунке мы расположили клин, генерирующий ударную волну, так, чтобы верхняя часть была параллельна набегающему потоку, то есть, на верхней поверхности полу-клина нет волн.
Чуть выше еще одна пояснительная иллюстрация (рис.10). Несмотря на кажущуюся примитивность, этот метод был использован при проектировании самолета, успешно летавшего с большой скоростью в 3 Маха - речь об американском сверхзвуковом высотном бомбардировщике XB-70 Valkyrie.
В сверхзвуковом самолете XB-70 Valkyrie помимо подъемной силы от обтекания крыла, возникала еще дополнительная подъёмная сила в результате косых скачков уплотнения, создаваемых передним клином что около воздухозаборника, которые отражались под крыло от законцовок крыла, опущенных вниз на значительный угол (65 градусов), что cущественно повышало давление под крылом и значительно увеличивало аэродинамическое качество самолёта.
Как видим, инженеры North American Aviation использовали концепцию крыла с плоской верхней частью и с законцовками для удержания под крылом "ударной" среды, создавая compression lift, вдобавок, эти законцовки служили вертикальными стабилизаторами.
Самолет XB-70 (показан на рис.11 и 12) совершал крейсерский полёт со скоростью 3 Маха на расстояние более 12 000 км (7500 миль) на высоте 21 км.
Следует отметить, что крыло самолета ХB-70 было настолько точно рассчитано на проектную скорость в 3 Маха, что более медленный полёт значительно сокращал дальность полёта. В случае отказа двигателя инструкции фактически предписывали переход самолёта на форсаж. Несмотря на значительное увеличение расхода топлива, поддержание скорости в 3 Маха было гораздо важнее для достижения требуемой дальности полёта из-за предполагаемого 30% увеличения подъёмной силы, возникающей от собственных ударных волн.
Такая чувствительность к скорости полета характерна для waverider'ов, что доставляет дополнительные проблемы разработчикам.
Итак, waverider использует подъемную силу сжатия (compression lift), создаваемую собственными ударными волнами при обтекании его поверхностей. Эта концепция не нова: хорошо известны глиссирующие суда, которые уменьшают сопротивление, «скользя» по собственной носовой волне похожим образом. Но.. С воздушной средой всё сложнее: угол наклона ударных волн сильно меняется в зависимости от скорости, что меняет величину подъемной силы и затрудняет проектирование аппарата для широкого диапазона скоростей.
Что еще? В принципе, для воображаемого тела, создающего поле потока, из которого вырезается профиль "волнового наездника", можно использовать любую форму обтекаемого тела. Самый простой случай — использовать клин в качестве обтекаемого тела - был рассмотрен выше.
Обтекание конуса в объемном сверхзвуковом или гиперзвуковом потоке также можно использовать для создания профиля вейврайдера (рис.13). Поскольку это коническое поле потока является квази-трехмерным, оно обеспечивает большую гибкость при создании обликов "волновых наездников". Алгоритм действий такой же как для клина.
В передней части рисунка видим коническую ударную волну, прикрепленную к вершине прямоугольного конуса. Этот конус — просто воображаемое обтекаемое тело, создающее поле потока. Рассмотрим пунктирную кривую, нарисованную на нижней поверхности конической ударной волны, как показано в верхней части рисунка . Все линии тока, проходящие через эту пунктирную кривую, составляют поверхность потока. В свою очередь, эта поверхность потока определяет нижнюю поверхность волновода с передней кромкой, очерченной пунктирной кривой, как показано в правой части рисунка. На коническом скачке можно проследить любую кривую; следовательно, любая поверхность потока конического поля течения после скачка скачка может использоваться в качестве поверхности волнолёта. Когда это будет сделано, ударная волна будет прикреплена по всей его передней кромке, как показано на рис. (сегмент конической ударной волны, показанной в левой части рис. 13 .
Естественно, можно использовать и другие обтекаемые тела для генерации подходящих скачков уплотнения или их интерференцию при создании вэйврайдера с потребными качествами.
Интеграция силовой установки
в гиперзвуковых ЛА с маршевыми двигателями. Дозвуковые самолеты обычно имеют узлы крепления двигателей, которые сами по себе являются отдельными конструктивными модулями. Например, гондолы двигателей Boeing 747. Конструкции, предназначенные для малых сверхзвуковых скоростей, как у Concorde, тоже имеют отдельные гондолы двигателей. Для гиперзвуковых полетов это нонсенс, этого наверняка не будет для волнолёта с маршевым двигателем на борту. Что и наблюдали в случае X-51.
Разработчики тщательно следят за тем, чтобы ударная волна от одной части самолета не мешала работе другой его части. Кроме того, гиперзвуковой аппарат, скорее всего, ввиду своей громадной скорости будет использовать прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) или гиперзвуковой ПВРД. Эти двигатели вместо ступеней компрессора и турбины используют результат движения ЛА для сжатия входящего в воздухозаборник высокоскоростного воздушного потока перед сгоранием.
Приведённый ниже пример (рис.15) иллюстрирует, как гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель может интегрироваться в гиперзвуковом летательном аппарате.
Взаимодействие скачков уплотнения и идеальная работа двигателя диктуют необходимость высокой степени интеграции двигательной системы в общую конструкцию волнолета с двигателем. Смотрите пояснительные картинки ниже.
Приведённые примеры иллюстрируют, как гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель используется в гиперзвуковом летательном аппарате.
Обратите внимание на расположение двигательной установки, позволяющее использовать ударную волну, создаваемую передней частью аппарата (рис.17). Поток сжимается за ударной волной и поступает в воздухозаборник, увеличивая давление внутри двигателя, что приводит к увеличению тяги. Мало того, кормовая часть аппарата спроектирована таким образом, чтобы способствовать расширению выхлопных газов, фактически являясь продолжением сопла прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Х-43 использует такую интеграцию двигателя. Всю нижнюю поверхность такого аппарата можно считать частью двигательной установки. Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД X-43 происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом большая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта. Касательно ГПВРД, разработчики поэтически сравнивают свою задачу с необходимостью зажечь спичку в сердце урагана и поддерживать ее горение. С ГПВРД всё еще много проблем с организацией горения.
Двигатель X-43 был предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение подобных летательных аппаратов с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.
Обратите внимание на характерные особенности конструкции Х-43 (рис.18):
- очень малая площадь лобовой поверхности и высокая обтекаемость, минимизирующая общую площадь поверхности;
- очень малая площадь крыла, но фюзеляж часто имеет форму waverider'a, создающую дополнительную подъёмную силу;
- двигательная установка высоко интегрирована в аппарат.
Эта конкретная конструкция была испытана в аэродинамической трубе НАСА в начале 1980-х на скоростях до 8 Махов для оценки аэродинамических свойств гиперзвуковых аппаратов.
Х-43 разрабатывался как система одноразового использования. Для разгона использовался разгонный блок ракеты Пегас. В качестве носителя был задействован B-52B Balls 8.
Всего было 3 полёта. Третий полёт установил рекорд скорости в 11 850 км/ч (приблизительно 10 Махов) в ноябре 2004. Четвертый и дальнейшие тестовые полеты X-43 были отменены по причине получения нужных результатов и начиная с 2006 появилась новая программа - гиперзвуковой ЛА X-51 с ГПВРД.
Сейчас считается, что нижний предел скорости использования «чистого» гиперзвукового ПВРД составляет 6...8М. До такой скорости нужно разгонять ЛА.
Гиперзвуковые ПВРД имеют теоретический диапазон рабочих скоростей от 5-7 М вплоть до первой космической скорости 25 М, но как показали исследования в рамках проекта X-30, верхний предел устанавливается возможностью сгорания топлива в проходящем воздушном потоке и составляет порядка 17 М.
Проблемы теплопередачи и аэродинамического нагрева
Вязкое взаимодействие при гиперзвуковых скоростях оказывает значительное влияние на распределение поверхностного давления и трение на поверхности тела, тем самым влияя на его подъёмную силу, сопротивление, устойчивость и теплообмен. Высокое давление в слое влияет не только на аэродинамическую силу, но и увеличивает аэродинамический нагрев тела, особенно передней кромки ЛА. Гиперзвуковое вязкое взаимодействие имеет важное значение, это одно из основных направлений современных гиперзвуковых аэродинамических исследований и проблемных вопросов при проектировании ЛА.
Движение с высокой скоростью создаёт трение и ведёт к сильному нагреву тела. Часть кинетической энергии движения тела поглощается воздухом и уносится от тела посредством процесса, называемого вязкой диссипацией. Однако гиперзвуковые летательные аппараты создают так много тепла и настолько высокие температуры, что они могут вызывать химические изменения в среде, через которую они летят.
Рассмотрим исторический пример. После второй мировой войны, благодаря немцам, высокоскоростной сверхзвуковой полет стал доминирующей чертой авиа- и ракетной техники. К этому времени специалисты по аэродинамике оценили преимущества использования тонких заостренных форм корпуса для снижения сопротивления сверхзвуковых транспортных средств. Чем острее и стройнее летящее тело, тем слабее ударная волна, возникающая на передней кромке ЛА, и, следовательно, тем меньше волновое сопротивление. В частности, у немецкой ракеты Фау-2, применявшейся на последних этапах второй мировой войны, была заостренная носовая часть, поэтому все страны следовали их примеру. Что объяснимо. В ту пору это был прорывной образец ракетной техники, с жидкостным ракетным двигателем на борту, способный летать на большие расстояния, чего другие страны не умели и даже не имели понятия как это сделать. Затем, в 1953, Соединенными Штатами была взорвана первая водородная бомба. Это немедленно стимулировало разработку межконтинентальных баллистических ракет (МБР) большой дальности для их доставки.
Эти МБР были разработаны для полетов за пределами земной атмосферы на расстояния 8 000 км и более, но здесь возникала серьезная проблема: при возвращении в атмосферу боеголовки на пути к цели летели на громадных суборбитальных скоростях от 6 000 м/с до 6 700 м/с из-за чего аэродинамический нагрев боеголовки становился очень большим, что приводило к ее разрушению и проблема аэродинамического нагрева казалась неразрешимой.
Размышления на эту тему не были оригинальными и всегда сводились к одному - остроконечному тонкому возвращающемуся телу ибо при косом скачке уплотнения потери в полном давлении значительно меньше. Усилия по минимизации аэродинамического нагрева были сосредоточены на поддержании ламинарного течения в пограничном слое на поверхности летательного аппарата. Такой ламинарный поток производит гораздо меньше тепла, чем турбулентный поток. Однако природа предпочитает турбулентное течение, и скоростные транспортные средства не являются исключением. Поэтому остроносый спускаемый аппарат был обречен на провал и сгорал в атмосфере, не долетая до поверхности Земли.
В 1951 году Харви Джулиан Аллен из NACA совершил один из тех крупных прорывов, которые очень редко случаются в технике, — он предложил концепцию тупого возвращаемого тела!
Его предложение основывалось на следующих концепциях. В начале входа в атмосферу у внешней границы атмосферы аппарат имеет большое количество кинетической энергии из-за его высокой скорости и большое количество потенциальной энергии из-за его большой высоты. Однако к тому времени, когда транспортное средство достигает поверхности земли, его скорость относительно мала, а высота равна нулю; следовательно, он практически не имеет кинетической и потенциальной энергии. Куда ушла вся энергия? Ответ заключается в том, что она пошла на нагрев тела и нагрев воздушного потока вокруг тела.
Это показано на рис.20: ударная волна от носа ЛА нагревает воздушный поток вокруг аппарата; в то же время сам ЛА нагревается за счет интенсивного трения и рассеивания тепла внутри пограничного слоя на поверхности ЛА. Аллен рассудил, что чем больше общей энергии можно сбросить в воздушный поток при входе в атмосферу, тем меньше будет энергии для передачи самому ЛА в результате нагрева. А как сильно нагреть воздушного поток? Создать более сильную ударную волну у носа ЛА - использовать тело с тупым носом. Контраст между остроконечными и тупыми телами, входящими в атмосферу, показан на рис. 20. Это был ошеломляющий вывод: чтобы свести к минимуму аэродинамический нагрев, на самом деле нужен тупой, а не острый нос, хотя при прямой отошедшей волне значительно большая температура торможения! Результат был настолько важным, что его засекретили в секретном правительственном документе. Более того, из-за того, что это было так чуждо современной научной интуиции, концепция затупленного возвращающегося тела была не сразу принята техническим сообществом, а лишь после многих натурных испытаний. Начиная с ранних работ Харви Аллена, все успешные возвращаемые тела, от первой межконтинентальной баллистической ракеты «Атлас» до пилотируемой лунной капсулы «Аполлон», были "тупыми" (с закругленной носовой кромкой).
Налицо доминирующий аспект гиперзвукового течения: высокие температуры в ударном слое наряду и большой аэродинамический нагрев ЛА. Рассмотрим тупое тело, входящее в атмосферу на скорости 36 Махов, как показано на рисунке, подробнее.
Оценим температуру в ударном слое сразу за нормальной частью головной ударной волны по известной из газовой динамики формуле:
При таком большом числе Маха (M∞ = 36) коэффициент статической температуры сквозь прямую ударную волну с равен 252,9. Согласно стандартной атмосфере на высоте 59 км имеем T∞ = 258 К. Отсюда получаем, что температура торможения Ts = 252,9 х 258 =65 248 К — невероятно высокое значение, температура в 12 раз горячее поверхности Солнца!
На самом деле это неверное значение, поскольку формула верна лишь для калорически совершенного газа с γ = 1.4, что для таких температур не соответствует действительности. При таких высоких температурах начнутся химические реакции и показатель адиабаты γ уже не будет равняться 1.4 и он не будет постоянным.
Если провести правильный расчет Ts с учетом химически реагирующего газа, то мы получим, что Ts ≈ 11 000 К — это значительно меньше чем для калорически совершенного газа, но всё равно, это очень высокая температура!
Становится очевидным, что в гиперзвуковом потоке очень важны высокотемпературные эффекты. Воздух при p = 1 атм и T = 288 К (стандартный уровень моря) по химическому составу упрощенно состоит из 20 процентов молекул кислорода и 80 процентов молекул азота по объему. Температура в 288 К - слишком низкая для того, чтобы могла произойти какая-либо значимая химическая реакция. Здесь γ = 1.4. Однако, если мы увеличим Т до 2000 К, то увидим, что молекулы кислорода начинают диссоциировать:
Если температуру повысить до 4 000 К, то большая часть молекул кислорода уже диссоциирует и начнется диссоциация молекул азота:
Если температуру повысить еще выше, до 9 000 К, то большая часть молекул азота и кислорода диссоциирует и начнется ионизация воздуха:
Следовательно, возвращаясь к рисунку, ударный слой вокруг носовой части тела и далее по течению представляет собой частично ионизованную плазму, состоящую из атомов N и O, ионов N+и O+ и электронов e−.
Что это значит? Это значит, что присутствие свободных электронов в ударном слое вокруг аппарата приведет к «отключению связи» с аппаратом, возникающее при спуске ЛА при его проходе через атмосферу - потому что плазма является хорошим электромагнитным экраном для электромагнитных волн!
Когда ударный слой достигает температуры порядка 11 000 К, как в случае, показанном на рис. 21, тепловое излучение горячего газа становится существенной частью общей теплопередачи к поверхности тела.
Обозначая радиационный нагрев через qr, мы можем выразить полный аэродинамический нагрев q как сумму конвективного и радиационного нагрева; q = qc + qr. При входа «Аполлона» в атмосферу qr/q ≈ 0.3, и, следовательно, радиационный нагрев становился важным фактором при разработке теплового экрана «Аполлона». Для входа космического зонда в атмосферу Юпитера скорости летательного аппарата и температуры ударного слоя настолько велики, что конвективный нагрев спускаемого аппарата qc будет пренебрежимо мал, и в этом случае q ≈ qr. Для такого летательного аппарата радиационный нагрев становится доминирующим фактором в его конструкции.
Делаем вывод, что с повышением температуры прежние предположения о свойствах воздуха теряют актуальность, и правильнее говорить, что аппарат движется через среду, которая создает химически реагирующий пограничный слой. Изменение свойств среды, в том числе плотности и теплопроводности, существенно меняет аэродинамические характеристики и тепловые свойства самого тела.
Термозащита гиперзвуковых летательных аппаратов.
Как видим, при гиперзвуковом полете возникают серьезные проблемы не только с преодолением сопротивления среды и получения большой скорости, но и с высокотемпературным нагревом.
Любой гиперзвуковой аппарат будет проводить большую часть своего крейсерского полета в условиях очень высоких температур. В результате разработчик должен уделять пристальное внимание температурам в различных частях аппарата, чтобы гарантировать, что конструкции и материалы не разрушатся в этих условиях. Аэродинамические проблемы заставляют разработчиков использовать очень острые поверхности передней кромки для минимизации сопротивления, но проблемы теплопередачи требуют притуплённых форм для распределения теплового потока по большей площади и обеспечения объёма для нанесения теплопоглощающих или абляционных материалов. Этот конфликт можно в некоторой степени смягчить, используя криогенные системы охлаждения, прокачивающие низкотемпературные жидкости через конструкцию аппарата, особенно вдоль передних кромок. Аппарату не требуется специальная дополнительная жидкость для этой системы, поскольку гиперзвуковые аппараты, вероятно, будут использовать в качестве топлива жидкий водород или другую криогенную жидкость. Метод прокачки топлива через конструкцию аппарата был успешно применен на бомбардировщике ХB-70, развивающем скорость до 3 Махов, а также был предложен для исследовательского аппарата X-30.
Гиперзвуковому аппарату, вероятно, также потребуется какое-либо термостойкое гибкое покрытие, подобное используемому на SR-71 Blackbird и Space Shuttle. На советском КА "Буран" использовалось покрытие из аморфного кварцевого волокна (99,7% -чистоты) со связующим в виде коллоидной двуокиси кремния. Покрытие было плиточным, толщиной от 5 до 64 мм, в зависимости от места.
Даже аппараты, предназначенные для длительного гиперзвукового полета в атмосфере, такие как Х-43, показанный на рисунках, имеют закругленные передние кромки, хотя радиусы кривизны невелики, поскольку минимизация сопротивления и, следовательно, высокое аэродинамическое качество, не менее важны при проектировании высокоскоростных летательных аппаратов, чем борьба с нагревом.
Время, проводимое в атмосфере такими летательными аппаратами, предполагается значительным - оно составляет порядка 15 ... 30 мин. По аналогии с теплозащитой для аэродинамического торможения Спейс Шаттла при входе в атмосферу, теплозащита такой системы должна быть также значительной.
Оптимизация поверхностей ГЛА для борьбы с волновым сопротивлением и поверхностным трением
Были рассмотрены общие проблемы гиперзвуковых аппаратов. Теперь есть резон посмотреть, как оптимизируются волнолеты на основе характеристик предполагаемого поля обтекания. Конфигурации волноводов проектировались (а иногда и оптимизировались) на основе невязких полей течения, без учета эффекта сопротивления поверхностного трения. Cопротивление, предсказанное таким невязким анализом, было просто волновым сопротивлением, и результирующие значения невязкого L/D выглядели многообещающе.
Однако waverider'ы, как правило, имеют большие площади смачиваемой поверхности, а сопротивление поверхностного трения, которое всегда добавляется к аэродинамике волнолета постфактум, имеет тенденцию значительно уменьшать прогнозируемое невязкое отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению.
Это сделало waverider менее заманчивой перспективой и привело к временному отсутствию интереса, а то и к откровенному скептицизму в отношении волнолетов как к жизнеспособной гиперзвуковой конструкции.
Исследования продолжались. Начиная с 1987 года профессор John Anderson (Джон Андерсон) и его студенты в университете Мэриленда пошли по другому пути. Были созданы новые семейства вейврайдеров, в которых сопротивление поверхностного трения было включено в программу оптимизации для расчета волноводов с максимальным L/D. Таким образом, в процессе оптимизации был учтен компромисс между волновым сопротивлением и сопротивлением поверхностного трения, и полученное семейство вейврайдеров имело форму и площадь смачиваемой поверхности, позволяющие оптимизировать L/D. Это семейство вейврайдеров называется гиперзвуковыми волнолетами с оптимизацией вязкости, и последующие расчеты CFD и испытания в аэродинамической трубе доказали их жизнеспособность, что вернуло внимание и значительно повысило современный интерес к концепции waverider'ов.
Для конфигураций вейврайдеров, оптимизированных по вязкости, применялась следующая философия:
- Нижняя (сжимающая) поверхность образована поверхностью потока за конической ударной волной. Поле невязкого конического течения было получено в результате численного решения уравнения Тейлора-Макколла.
- Верхняя поверхность рассматривалась как поверхность расширения, созданная аналогично невязкому обтеканию конического осесимметричного цилиндра при нулевом угле атаки и рассчитанная с помощью осесимметричного метода характеристик.
- Вязкие эффекты рассчитывались посредством интегрального анализа пограничного слоя по линиям тока на поверхности, включая переход от ламинарного течения к турбулентному.
- Тупые передние кромки были включены для определения максимального радиуса передней кромки, необходимого для достижения приемлемых температур поверхности передней кромки, а затем сопротивление передней кромки оценивалось с помощью модифицированной ньютоновской теории.
- Окончательная конфигурация вейврайдера, оптимизированная для достижения максимального L/D при заданных числах Маха и Рейнольдса с коэффициентом тонкости тела в качестве ограничения, была получена с помощью численного симплекс-метода с учетом всех эффектов, перечисленных в шагах 1–4 в рамках самого процесса оптимизации.
Возвращаясь к аэродинамическим характеристикам гиперзвуковых аппаратов, вспомним о «L/D barrier», столь важном для исследований в области гиперзвуковых аппаратов. Из графика (рис.22) видим, что оптимизированные по вязкости волновые модели преодолевают барьер L/D, то есть они дают значения (L/D)max, лежащие выше кривой Кухемана (см. график - сплошная линия). Действительно, как показали исследования и испытания в аэродинамической трубе, изменение L/D для оптимизированных по вязкости волновых аппаратов относительно точно определяется выражением
Эти изменения показано пунктирной кривой на графике. Как видим, в пределе очень больших чисел Маха (L/D)max стремится к 6.
Кроме того, этот метод оптимизации позволяет разработчику оптимизировать конструкцию для различных критериев эффективности и применять различные типы вязких пограничных слоев. На рис.23 показаны различные типы конфигураций, которые могут быть получены в результате оптимизации для максимального аэродинамического качества для различных условий обтекания. Также обратите внимание, как края аппарата становятся более округлыми по мере того, как предполагаемый профиль пограничного слоя становится более турбулентным.
С учетом этих реальных физических явлений, включенных в процесс оптимизации, оптимизация по вязкости делает гиперзвуковой волнолёт (waverider) жизнеспособной конструкцией для будущего проектирования гиперзвуковых транспортных средств.
Гиперзвуковой аппарат Boeing X-51A WaveRider
В частности, аппарат X-51, который был проспонсирован ВВС США и разработан компанией Boeing, представляет собой waverider с оптимизированной вязкостью.
Во время демонстрационных полетов X-51 поднимается на B-52 на высоту около 50 000 футов (15 км), а затем сбрасывается над Тихим океаном. Аппарат X-51 первоначально приводится в движение твердотопливным ракетным ускорителем MGM-140 ATACMS (см. рис. 24 и 25) до скорости примерно 4,5 Маха (3000 миль в час или 4 800 км/ч). Затем ускоритель отстреливается, и гиперзвуковой ПВРД Pratt & Whitney Rocketdyne SJY61 разгоняет его до максимальной скорости полета около 6 Махов (4000 миль в час; 6400 км/ч). Двигатель использует топливо JP-7 - на борту 270 фунтов (120 кг).
Аппарат X-51 с двигателем ГПВРД (англ. SCRAMjet) и рассчитанный на полет со скоростью от 5 до 7 Махов возможно заложит основу для перспективных крылатых ракет (КР) для полетов в атмосфере. В 2013 году США провели успешные испытания аппарата Х-51 над Тихим океаном. Он был запущен с борта бомбардировщика B-52, достиг высоты 18 200 метров, развив скорость в 5,1 числа Маха. Полёт продолжался в течение шести минут, за которые он пролетел расстояние в 426 километров. Этот испытательный полёт оказался наиболее продолжительным и успешным из всех проведённых.
Конечной целью программы X-51A является разработка различных гиперзвуковых систем с ГПВРД – включая боевые, а также средства вывода полезной нагрузки в околоземное пространство.
Можно сказать, что полученные результаты свидетельствуют о том, что waveriders (волнолёты) демонстрируют большой потенциал и заслуживают серьёзного внимания при проектировании будущих гиперзвуковых летательных аппаратов.
О планирующих волнолетах
DARPA Falcon Hypersonic Technology Vehicle 2 (HTV-2) — экспериментальный беспилотный гиперзвуковой планирующий аппарат, разработанный в рамках программы DARPA Falcon. Его основной целью была демонстрация способности к длительному полёту на экстремальных скоростях.
HTV-2 достигал скорости 20 Махов (примерно 20 921 км/ч). Аппарат был разработан для планирования в атмосфере Земли на высотах от 30 до 100 километров (от 19 до 62 миль) и запускался с помощью ракеты Minotaur IV. После того, как ракета достигала суборбитального пространства, HTV-2 отделялся и планировал обратно в атмосфере на гиперзвуковой скорости. Аппарат был построен с передовыми системами тепловой защиты, чтобы выдерживать интенсивное тепло, выделяемое трением о воздух на таких высоких скоростях. Хотя оба испытательных полета HTV-2 завершились преждевременно, программа предоставила разработчикам ценные данные о гиперзвуковом полете, управлении тепловым режимом и аэродинамическом управлении в экстремальных условиях.
При проектировании Falcon HTV-2, разработанного DARPA, основное внимание уделялось достижению устойчивого гиперзвукового полёта на скоростях до 20 Махов, что представляет собой сложную инженерную задачу. Аппарат был спроектирован лёгким, обладающим высокой аэродинамикой и способным выдерживать экстремально высокую температуру, возникающую при входе в атмосферу на столь высоких скоростях.
Волнолёт HTV-2, разработанный DARPA, никогда не планировался как боевая система. Он был разработан как демонстратор технологий для исследования потенциала планирующего гиперзвукового полёта. И всё же HTV-2 был частью более широкой концепции вооружённых сил США по разработке гиперзвуковых систем оружия, способных обеспечить возможность быстрого нанесения ударов по глобальным целям.
Управление полетами ГЛА
Надо признать, что из-за гиперзвуковых скоростей налицо проблемы с системами управления полётом waverider'aми, особенно c планирующими ГЛА: последний по запуску glider стал крутиться вокруг продольной оси, ограниченная система управления не позволила выровнять полёт и когда вращение достигло предельного значения аппарат был переведён в пике и упал в океан.
Для тех кому тяжело читать такие большие тексты
О гиперзвуковых планирующих waveriders (в т.ч. и об якобы существующем "Авангарде") подробно в следующей статье. В двух словах о написанном:
Послесловие
Это 1-ая часть обзора гиперзвуковых летательных аппаратов.
2-ая часть - подробно о планирующих гиперзвуковых волнолётах, о HTV-2 и Авангарде с его полетами во сне и наяву. Если соберусь написать - нет резона писать для себя. Критический, но объективный взгляд на возможности создать гиперзвуковое оружие нынешним путинским ВПК.
****************************************************************************
Литература:
- John D. Anderson «Fundamentals of Aerodynamics»
- Л. Прандтль "Гидроаэромеханика"
- Л. Лойцянский "Механика жидкости и газа"
- Halliday & Resnick «Fundamentals of Physics»
- Bowcutt, Kevin G., Anderson, John D., Jr., and Capriotti, Diego. "Viscous Optimized Hypersonic Waveriders"
- Corda, Stephen and Anderson, John D., Jr. "Viscous Optimized Waveriders Designed from Axisymmetric Flow Fields"
- Campbell, John M. and Pape, Garry R. "North American XB-70 Valkyrie: A Photo Chronicle"
- Philip G. Hill, Carl R. Peterson «Mechanics and thermodynamics of propulsion»
- И. Савельев "Курс общей физики" в 3 т.
- Информация из "мировой паутины" и статьи по теме из открытых научно-технических журналов и обозрений.
******************************************************************************
P.S. Я заблокирован на Дзене (виден только подписчикам), поэтому если с вашей помощью подпишется и прочтёт еще кто-то, буду признателен. Но вообще-то всё равно, у меня полно других проблем.