Почему реактивные двигатели не могут работать со сверхзвуковым воздухом и как они замедляют его?

Чтобы избежать ударных волн на лопатках компрессора, которые сделают двигатель непригодным как из-за очень больших колебаний давления, которые вызовут усталость и отказ лопаток, так и из-за высокого уровня сопротивления, которое развивается в сверхзвуковых потоках, которые будут иметь эффект замедления лопаток при их вращении. Фактически, двигатель просто не будет работать со сверхзвуковым потоком, входящим в него.

Кроме того, необходимо максимально замедлить поток, чтобы обеспечить достаточное время в камере сгорания для полного сгорания топлива.

Так… форма конуса или ската на входе используется для создания небольшой ударной волны перед двигателем, замедляющей поступающий воздух до дозвуковых скоростей и позволяющей реактивному двигателю эффективно работать.

Прямоточный двигатель может использовать сжатый воздух, потому что он предназначен для этого. Отличным примером является SR-71 Blackbird, у которого были конусы двигателя, которые двигались вперед и назад на основе скорости/высоты, для перехода от турбины к профилю миссии прямоточного двигателя. (Забавный факт: этот самолет настолько быстр, что ограничение его скорости происходит не от мощности двигателя, а от плавления самолета, потому что он идет так быстро .) SR-71 имел «перепускные двери»для закрытия главной турбины двигателя при работе на прямоточном профиле.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель, иногда называемый летающей трубой или athodyd, является формой реактивного двигателя воздушного дыхания, который использует движение двигателя вперед, чтобы сжать входящий воздух без ротационного компрессора. Прямоточные двигатели не могут создавать тягу на нулевой скорости, они не могут сдвинуть самолет с места. Таким образом, автомобиль с прямоточным двигателем требует вспомогательного взлета, как JATO, чтобы ускорить его до скорости, когда он начинает производить тягу. Двигатели работают наиболее эффективно на сверхзвуковых скоростях вокруг Маха 3. Этот тип двигателя может работать до скоростей Маха 6.

Scramjet-это вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя, в котором сгорание происходит в сверхзвуковом воздушном потоке. Как и в прямоточных двигателях, scramjet полагается на высокую скорость транспортного средства, чтобы принудительно сжать входящий воздух перед сгоранием, но прямоточный двигатель замедляет воздух до дозвуковых скоростей перед сгоранием, в то время как воздушный поток в scramjet сверхзвуковой всюду по всему двигателю. Это позволяет scramjet работать эффективно на весьма высоких скоростях: теоретические проекции устанавливают максимальную скорость scramjet между Mach 12 и Mach 24.

В двух словах

Лопатка компрессора лучше всего работает в дозвуковом потоке. Сверхзвуковой поток вводит дополнительные источники сопротивления, которых следует избегать, если важна эффективность. Таким образом, потребление воздуха должно замедляться до числа Маха между 0,4 и 0,5. Обратите внимание, что высокая окружная скорость большой лопасти вентилятора по-прежнему будет означать, что ее наконечники работают около 1,5 Маха, но последующие ступени компрессора будут работать в дозвуковых условиях.

Scramjet возможен с топливами с сверхзвуковыми скоростями фронта пламени и быстрый смешивать топлива и воздуха. Если двигатель будет гореть обычным керосином, пламя будет выдуваться как свеча, если внутренняя скорость воздуха будет сверхзвуковой, и даже если держатели пламени держите пламя на месте, большинство горения будет иметь место только после того, как топливно-воздушная смесь покинула двигатель из-за медленного смешивания керосина и воздуха. Путем использование водопода, стабилизированного сгорания можно достигнуть даже в зазвуковой подаче. Из-за высоких скоростей полета сжатие возможно каскадом ударов, поэтому в рамджетах и скремблерах не требуется движущаяся турбомашина.

Фон: максимальный нагрев воздуха

Все двигатели замедляют воздух в их входе для того чтобы увеличить воздушное давление. Это сжатие нагревает воздух, и для достижения сгорания, которое производит тягу, это нагревание должно быть ограничено. Если воздух нагрет выше ок. 6,000° K добавление большего количества энергии приведет к диссоциации газа с небольшим дальнейшим увеличением тепла. Поскольку тяга создается за счет расширения воздуха за счет нагрева, сжигание воздуха, который входит в процесс сгорания уже при 6000° К, не достигнет большой тяги. Если воздух поступает на воздухозаборник в точке Mach 6,его нельзя замедлять ниже ок. Mach 2 по-прежнему достичь сгорания со значительным повышением температуры — вот почему scramjets используются в гиперзвуковых транспортных средствах.

Полное раскрытие: кислород начинает диссоциировать уже между 2,000° и 4,000° K, в зависимости от давления, в то время как азот будет диссоциировать в основном выше 8,000° K. цифра 6,000° K выше является грубым компромиссом для границы, где добавление больше энергии начинает иметь все меньше и меньше смысла. Конечно, даже температура пламени 6,000° K является проблемой для материалов камеры сгорания, а керамика с пленочным охлаждением обязательна.

Уравнение для температуры застоя T0

$T_0$ из воздуха видно, насколько важна скорость полета в

$v$ есть:

$$T_0 = T_{\infty} \cdot \frac{v^2}{c_p} = T_{\infty} \cdot \left(1 + \frac{\kappa - 1}{2}\cdot Ma^2 \right)$$

Т∞

$T_{\infty}$ температура окружающей среды, cp

$c_p$ удельная теплоемкость при постоянном давлении и κ

$\kappa$ соотношение удельных температур. Для двухатомных газов (например, кислорода и азота), κ

$\kappa$ это 1.405. Температура увеличивается с квадратом скорости полета, поэтому у Маха 2 Коэффициент увеличения тепла над окружающей средой составляет всего 3,8, а у Маха 6-26,3. Даже при температуре воздуха 220° K воздух будет нагрет до 5 800° K, когда он идеально сжат в случае гиперзвукового транспортного средства, движущегося на Mach 6. Обратите внимание, что реальные процессы сжатия будут нагревать воздух еще больше из-за трения.

Сжатие с ударами

Сверхзвуковой поток замедляется подъемом давления вдоль пути потока. Поскольку никакое «предварительное предупреждение» о том, что происходит, невозможно, это повышение давления является внезапным: давление переходит от фиксированного значения вперед к более высокому фиксированному значению после прыжка. Это называется шок. Энергия для повышения давления берется из кинетической энергии воздуха, поэтому после удара все остальные параметры (скорость, плотность и температура) принимают новые значения.

F-16 воздухозаборник (Источник изображения)

Самый простой удар-прямой удар. Это можно найти на лице Пито заборов, как один из F-16 (см. рисунок выше) в сверхзвуковом полете. Чаще встречаются косые толчки, которые наклоняются в соответствии с числом Маха свободного потока. Они происходят на передних и задних кромках, носах фюзеляжа и в целом изменяется контур: всякий раз, когда что-то изгибает воздушный поток из-за его эффекта смещения, механизм этого изгиба пути потока является косым ударом.

прямой и косой удар (собственная работа)

Индекс 1 обозначает условия, предшествующие удару, и 2 условия, следующие за ударом. Для слабых прямых ударов продукт скорости впереди удара v1

$v_1$ и скорость мимо шока v2

$v_2$ равняется квадрату скорости звука:

$$v_1\cdot v_2 = a^2$$ Если M A 1» data-translation=»>> » data-type=»trSpan»>>> 1

$Ma_1 > 1$, затем M A 2

$Ma_2$ должно быть меньше 1, поэтому поток всегда замедляется до дозвуковой скорости прямым ударом.

То же самое уравнение работает для нормальной составляющей скорости vn

$v_n$ впереди и позади слабый косой шок:

$$v_{1n}\cdot v_{2n} = a^2$$ Обратите внимание, что тангенциальный компонент vt

$v_t$ не зависит от шока! Уменьшается только нормальный компонент. Теперь скорость v2

$v_2$ по-прежнему сверхзвуковой, но ниже v1

$v_1$, поэтому слабый косой удар производит скромное увеличение давления, плотности и температуры.

Угол наклона косой ударной волны определяется числом Маха, опережающим ударную волну.

Сверхзвуковые воздухозаборники

Слабые удары желательны, потому что они производят только малые потери должные к трению. Воздухозаборники Pitot с их одиночными прямыми ударами хорошо работают на низких сверхзвуковых скоростях, но несут более высокие потери при более высоких числах Маха. Как правило, потребление Пито является лучшим компромиссом на скоростях ниже Mach 1.6. Если проектная скорость воздушного потока выше, для эффективного замедления воздуха необходимы более сложные и тяжелые воздухозаборники. Это сделано последовательностью слабых, косых ударов и посредством входа клина. На рисунке ниже показано потребление сверхзвукового авиалайнера Concorde:

Впускное устройство Concorde (Источник изображения)

Постепенно увеличивая угол клина вызывает каскад все более крутых, наклонных ударов, которые постепенно замедляют воздух. Цель Дизайна расположить этот каскад ударов причиненных клином на верхней части таким образом, что они ударят более низкую губу входа. Это сделано подвижным контуром верхней геометрии входа и/или губы. Цель достигнуть равномерной скорости над поперечным сечением входа и не расточительствовать любой обжатый воздух к подаче вокруг входа. См. изображение входа Eurofighter ниже для примера подвижной губы входа (которая по общему признанию главным образом для увеличивать зону захвата на низкой скорости и для Во избежание разъединение подачи даже с малым радиусом губы входа).

Eurofighter впуск (Источник изображения)

Как только воздух вошел в воздухозаборник, он только слегка сверхзвуковой и может быть дополнительно замедлен окончательным прямым ударом в самой узкой точке впуска. После этого контур впуска постепенно расширяется, так что воздух замедляется без разделения. Для достижения этого необходим очень равномерный поток через впускную область, и даже небольшое возмущение, вызванное пограничным слоем всего, что находится впереди впуска, должно быть предотвращено. Это достигается за счет разделительной пластины, которая хорошо видна на снимках воздухозаборников F-16 и Eurofighter. Плита splitter входа Eurofighter даже пефорирована для того чтобы всосать прочь предыдущий пограничный слой там.

Замедление всасываемого потока приводит к значительному повышению давления: в случае согласия на Mach 2.02 круиз, впускной вызвало повышение давления более чем 6, значит двигатель компрессора пришлось добавить «всего лишь» 12 раз, таким, что давление в камере сгорания четырех Олимп 593 двигателей был 80 раз больше, чем давление окружающей среды (правда, это давление окружающей среды был только 76 мбар в крейсерской высоте 18 км).

Это увеличение давления означает, что сверхзвуковой воздухозаборник должен быть выполнен в виде сосуда высокого давления, а прямоугольная поверхность воздухозаборника должна быть быстро заменена на круглое поперечное сечение ниже по потоку, чтобы поддерживать низкую массу воздухозаборника.

Заборы на более высокой скорости

Ускорение означает, что восстановление давления на впуске увеличивается с квадратом скорости полета: в случае впуска SR-71 на Mach 3.2 давление на поверхности двигателя было уже почти в 40 раз выше давления окружающей среды. Теперь становится ясно, что движение быстрее, чем Mach 3.5, устраняет необходимость в турбокомпрессоре: на этих скоростях правильно спроектированный впуск может достичь достаточного сжатия сам по себе для сгорания, чтобы произвести достаточную тягу, а движение выше Mach 5 потребует ограничения в замедлении потока впуска, чтобы иметь достаточный температурный запас для сгорания, требующий сверхзвукового потока в камере сгорания.

Помимо того факта, что за пределами этих 6000K сгорания не обеспечивает большого расширения, также тот факт, что замедление потока до дозвукового увеличивает сопротивление двигателя, потому что ударные волны не обратимы, и поэтому давление не восстанавливается сзади (представьте себе отключенный двигатель с внутренним дозвуковым потоком, движущимся с этой скоростью, он будет иметь высокое сопротивление из-за ударных волн). На гиперзвуковых скоростях преодоление этого сопротивления поверх сопротивления планера было бы нет-нет.Вот почему я сомневаюсь, что решение для двигателя SABRE (вы можете его google), которое имеет внутренний дозвуковой поток, может быть осуществимо, даже если оно достигает высокой степени охлаждения до достижения компрессора.

Почему реактивные двигатели не могут работать со сверхзвуковым воздухом?

«Потому что не было бизнес-кейса для разработки двигателя со сверхзвуковым потоком на входе в компрессор.»Преимущества будут те же, что привели к сегодняшнему трансзвуковому (сверхзвуковому относительному потоку над частью лопаточного пролета) компрессору, т. е. меньшему и более легкому. Компрессоры со сверхзвуковым относительным потоком по всему размаху лопаток прошли испытания на установившихся скоростях, например, см. Naca RM E55A27. Проблемы, которые необходимо решить (их много), будут включать в себя ударное утолщение пограничного слоя и разделение в каналах лопаток компрессора, что вызывает неприемлемо высокие потери потенциально «полезной» энергии, которую Ротор компрессора помещает в воздух (будет слишком много повышения температуры и недостаточно повышения плотности и давления)Тем не менее, они могут и работают со сверхзвуковым воздухом, но только над внешней частью передних ступеней вентилятора и основного компрессора. Обратите внимание, что этот воздух является только сверхзвуковым относительно быстро вращающихся лопастей ротора и самогенерируется внутри двигателя, т. е. не принимается как сверхзвуковой воздух из впуска (см. причину, по которой воздух, выходящий из впуска и входящий в двигатель, является дозвуковым в следующем ответе).

Работа компрессора состоит в том, чтобы сжать, и поэтому Ротор, сначала схватил воздух и закрутил его вокруг на высокой скорости, также должен замедлить его в проходе между вращающимися лопатками ротора (а также через следующие каналы лопаток статора), т. е. он должен сжать его, если он хочет называться компрессором (никакое замедление не будет означать увеличения давления). Профили лопаток ротора компрессора и расходящаяся площадь проходов между ними обусловливают возникновение типа ударных волн, за которыми следует дозвуковой поток. Ударные волны, которые являются естественным механизмом перехода от сверхзвукового к дозвуковому потоку, взаимодействуют с пограничными слоями лопаток, а сгущение и разделение BL означает высокие потери и потери, что эффективность компрессора является мерой. Таким образом, все должно быть сделано с максимально возможной тонкостью, чтобы минимизировать эффекты разделения BL, и это означает ограничение числа Маха воздуха относительно лопастей до низких сверхзвуковых значений, и они происходят там, где скорость лопасти самая высокая, то есть на кончиках.

Как реактивные двигатели замедляют сверхзвуковой воздух?

Вопрос спрашивает, как двигатель замедляет воздух. Часто говорят, что всасывание воздуха замедляется. Тем не менее, воздух будет замедляться в любом случае, с или без впуска. Поток воздуха через двигатель и, следовательно, дозвуковая скорость при входе в компрессор устанавливаются в первую очередь по запросу пилота, то есть скорость компрессора/расход топлива. На сверхзвуковой скорости, если нет входа, воздух замедляется до дозвуковой скорости входа через плоскую ударную волну. Для улучшения «общего отношения давления» часть КПД двигателя всасывания добавляется, который является более эффективным сверхзвуковым компрессором, чем свободный поток, т. е. он имеет особенности, которые производят более высокий подъем ОЗУ на входе компрессора и меньше утечки сопротивления вокруг снаружи двигателя (см. Позже, когда это не так) это требование является экстремальным на высоких сверхзвуковых скоростях и является причиной пандусов/конусов/губ формы перед входом и больше пандусов/конусов/пограничный слой

Когда потребление не делает свою работу. Это происходило много раз при полетах самолетов YF12 и SR71 на высоких сверхзвуковых скоростях. В доли секунды потребление увеличило бы полную потерю давления воздуха, входящего в компрессор от его низкого расчетного значения приблизительно 20% приблизительно до 70%. Потребление изменилось (т. е. unstarted) от того, чтобы быть эффективным сверхзвуковым потреблением к тому, чтобы быть самым неэффективным возможным типом, т. е. потреблением Пито с замедлением воздуха от Маха 3 до дозвукового в одном сильном шаге вместо многих более мягких.

Воздух во впуске замедляется «потому, что двигатель имеет управляющие области внутри двигателя, которые устанавливают среднюю осевую скорость воздуха через двигатель (которая должна быть низкой, чтобы поддерживать потери давления на приемлемо низком уровне) и, следовательно, при входе в двигатель, и эта скорость является дозвуковой».Высокие скорости воздуха возникают только там, где происходит обмен энергией, то есть от роторов компрессора к входящему воздуху и от выходящих газов сгорания к турбине, и где низкое число Маха потока в реактивной трубе ( это низко, чтобы поддерживать потери давления до приемлемого значения) ускоряется до скорости звука на горле сопла.

Управляющие области-это области горловины направляющих лопаток сопла турбины и выхлопного сопла, где число Маха газа равно 1 и не может быть выше.Как указано в предыдущем ответе, требование низкой скорости воздуха через камеру сгорания устанавливает скорость воздуха на входе в компрессор. Из этого дозвукового потока компрессор может генерировать свой собственный сверхзвуковой поток относительно лопаток ротора, если он приводится в действие достаточно быстро турбиной.