Scramjet

Scramjet ( naddźwiękowe spalanie strumieniowe ) jest odmianą silnika odrzutowego oddychającego powietrzem, w którym spalanie odbywa się w naddźwiękowym przepływie powietrza . Podobnie jak w silnikach strumieniowych, strumienie strumieniowe opierają się na dużej prędkości pojazdu, aby silnie sprężać dopływające powietrze przed spalaniem (stąd strumieniowy ), ale podczas gdy strumienie strumieniowe spowalniają powietrze do prędkości poddźwiękowych przed spalaniem za pomocą stożków uderzeniowych, strumienie strumieniowe nie mają stożków uderzeniowych i spowalniają przepływ powietrza za pomocą fal uderzeniowych wytwarzanych przez jego źródło zapłonu zamiast stożka uderzeniowego. Pozwala to Scramjet działać wydajnie przy bardzo dużych prędkościach.

Historia

przed 2000 r

Bell X-1 osiągnął lot naddźwiękowy w 1947 r., A na początku lat 60. szybki postęp w kierunku szybszych samolotów sugerował, że operacyjne samoloty będą latać z „hipersonicznymi” prędkościami w ciągu kilku lat. Z wyjątkiem wyspecjalizowanych rakietowych pojazdów badawczych, takich jak North American X-15 i inne statki kosmiczne z napędem rakietowym , maksymalne prędkości samolotów pozostały na tym samym poziomie, zwykle w zakresie od 1 do 3 machów.

Podczas amerykańskiego programu samolotów kosmicznych w latach pięćdziesiątych i sześćdziesiątych XX wieku Alexander Kartveli i Antonio Ferri byli zwolennikami podejścia typu scramjet.

W latach pięćdziesiątych i sześćdziesiątych XX wieku zbudowano i przetestowano na ziemi różne eksperymentalne silniki odrzutowe w Stanach Zjednoczonych i Wielkiej Brytanii. Antonio Ferri z powodzeniem zademonstrował odrzutowiec generujący ciąg netto w listopadzie 1964 r., Ostatecznie wytwarzając siłę 517 funtów (2,30 kN), około 80% swojego celu. W 1958 roku w artykule analitycznym omówiono zalety i wady naddźwiękowych silników spalinowych. W 1964 roku Frederick S. Billig i Gordon L. Dugger złożyli wniosek patentowy na naddźwiękowy silnik spalinowy na podstawie pracy doktorskiej Billiga. Patent ten został wydany w 1981 roku po zniesieniu nakazu zachowania tajemnicy.

W 1981 roku przeprowadzono testy w Australii pod kierunkiem profesora Raya Stalkera w naziemnym ośrodku testowym T3 w ANU.

Pierwszy pomyślny test w locie odrzutowca typu scramjet został przeprowadzony wspólnie z NASA nad Związkiem Radzieckim w 1991 roku. Był to osiowosymetryczny napędzany wodorem, dwusystemowy odrzutowiec typu scramjet, opracowany przez Centralny Instytut Silników Lotniczych (CIAM) w Moskwie pod koniec 1970, ale zmodernizowany za pomocą stopu FeCrAl w przerobionym pocisku SM-6, aby osiągnąć początkowe parametry lotu 6,8 Macha, zanim odrzutowiec leciał z prędkością 5,5 Macha. Lot typu scramjet odbył się na pokładzie pocisku ziemia-powietrze SA-5 , który obejmował eksperymentalną jednostkę wsparcia lotu znaną jako „Hypersonic Flying Laboratory” (HFL), „Kholod”.

Następnie, w latach 1992-1998, CIAM wraz z Francją, a następnie z NASA przeprowadziło dodatkowe sześć prób w locie osiowosymetrycznego, szybkiego odrzutowca-demonstratora . Osiągnięto maksymalną prędkość lotu większą niż 6,4 Macha i zademonstrowano działanie odrzutowca przez 77 sekund. Te serie testów w locie dostarczyły również wglądu w autonomiczne sterowanie lotem hipersonicznym.

Postęp w 2000 roku

Koncepcja artysty NASA X-43 z odrzutowcem przymocowanym do spodu

W pierwszej dekadzie XXI wieku poczyniono znaczne postępy w rozwoju technologii hipersonicznej, zwłaszcza w dziedzinie silników typu scramjet.

Projekt HyShot zademonstrował spalanie typu scramjet w dniu 30 lipca 2002 r. Silnik typu scramjet działał skutecznie i zademonstrował spalanie naddźwiękowe w akcji. Jednak silnik nie został zaprojektowany do zapewniania ciągu do napędzania jednostki. Został zaprojektowany mniej więcej jako demonstrator technologii.

Wspólny brytyjsko-australijski zespół z brytyjskiej firmy obronnej Qinetiq i University of Queensland byli pierwszą grupą, która zademonstrowała odrzutowiec pracujący w teście atmosferycznym.

Hyper-X odbył pierwszy lot pojazdu napędzanego strumieniem odrzutowym z pełnymi aerodynamicznymi powierzchniami manewrowymi na X-43A . W ostatnim z trzech testów odrzutowca X-43A przez krótki czas osiągnięto prędkość 9,6 Macha.

15 czerwca 2007 r. Agencja Zaawansowanych Projektów Badawczych w Obronie Stanów Zjednoczonych ( DARPA ), we współpracy z Australijską Organizacją Nauki i Technologii Obronnej (DSTO), ogłosiła udany lot odrzutowca typu scramjet z prędkością 10 machów przy użyciu silników rakietowych w celu przyspieszenia pojazdu testowego do prędkości hipersonicznych.

Seria naziemnych testów scramjet została zakończona w NASA Langley Arc-Heated Scramjet Test Facility (AHSTF) w symulowanych warunkach lotu Mach 8. Eksperymenty te wykorzystano do obsługi lotu HIFiRE 2.

W dniu 22 maja 2009 r. Woomera była gospodarzem pierwszego udanego lotu testowego samolotu hipersonicznego w HIFiRE (Hypersonic International Flight Research Experimentation). Start był jednym z dziesięciu zaplanowanych lotów testowych. Seria lotów jest częścią wspólnego programu badawczego między Organizacją Nauki i Technologii Obronnej a Siłami Powietrznymi Stanów Zjednoczonych, oznaczonego jako HIFiRE. HIFiRE bada technologię hipersoniczną i jej zastosowanie w zaawansowanych kosmicznych pojazdach nośnych napędzanych silnikiem typu scramjet; celem jest wsparcie nowego Boeinga X-51 Scramjet demonstrator, jednocześnie budując solidną bazę danych z testów w locie dla szybkiego reagowania na start kosmiczny i hipersonicznej broni „szybkiego uderzenia”.

Postęp w 2010 roku

W dniach 22 i 23 marca 2010 r. australijscy i amerykańscy naukowcy zajmujący się obronnością pomyślnie przetestowali rakietę hipersoniczną (HIFiRE). Osiągnął prędkość atmosferyczną „ponad 5000 kilometrów na godzinę” ( 4 machy) po starcie z poligonu testowego Woomera w Australii Południowej.

W dniu 27 maja 2010 r. NASA i Siły Powietrzne Stanów Zjednoczonych z powodzeniem latały na X-51A Waverider przez około 200 sekund z prędkością 5 Ma , ustanawiając nowy rekord świata w czasie lotu z prędkością hipersoniczną. Waverider leciał autonomicznie, zanim stracił przyspieszenie z nieznanego powodu i zniszczył się zgodnie z planem. Test uznano za udany. X-51A został przetransportowany na pokład B-52 , przyspieszony do 4,5 Ma za pomocą rakietowego wzmacniacza na paliwo stałe, a następnie odpalony silnik odrzutowy Pratt & Whitney Rocketdyne, aby osiągnąć Mach 5 na wysokości 70 000 stóp (21 000 m). Jednak drugi lot w dniu 13 czerwca 2011 r. Został zakończony przedwcześnie, gdy silnik zapalił się na krótko na etylenie, ale nie przeszedł na podstawowe JP-7 , nie osiągając pełnej mocy.

W dniu 16 listopada 2010 r. Australijscy naukowcy z University of New South Wales w Australian Defence Force Academy z powodzeniem wykazali, że szybki przepływ w naturalnie niepalnym silniku scramjet można zapalić za pomocą pulsacyjnego źródła laserowego.

Kolejny test X-51A Waverider nie powiódł się 15 sierpnia 2012 r. Próba lotu odrzutowcem przez dłuższy czas z prędkością 6 Mach została przerwana, gdy zaledwie 15 sekund po rozpoczęciu lotu statek X-51A stracił kontrolę i rozpadł się, spadając do Oceanu Spokojnego na północny zachód od Los Angeles. Przyczyną awarii była wadliwa płetwa sterująca.

W maju 2013 roku bezzałogowy X-51A Waverider osiągnął prędkość 4828 km/h ( 3,9 Macha) podczas trzyminutowego lotu z napędem typu scramjet. WaveRider został zrzucony z bombowca B-52 z wysokości 50 000 stóp (15 000 m), a następnie przyspieszony do 4,8 Macha przez stały wzmacniacz rakietowy, który następnie oddzielił się, zanim zaczął działać silnik odrzutowy WaveRidera.

28 sierpnia 2016 r. indyjska agencja kosmiczna ISRO przeprowadziła udany test silnika odrzutowego w dwustopniowej rakiecie na paliwo stałe. Bliźniacze silniki scramjet zostały zamontowane z tyłu drugiego stopnia dwustopniowej rakiety sondującej na paliwo stałe o nazwie Advanced Technology Vehicle (ATV), która jest zaawansowaną rakietą sondującą ISRO. Bliźniacze silniki odrzutowe zostały uruchomione podczas drugiego etapu rakiety, kiedy ATV osiągnął prędkość 7350 km/h ( 6 machów) na wysokości 20 km. Silniki scramjet były odpalane przez około 5 sekund.

W dniu 12 czerwca 2019 r. Indie pomyślnie przeprowadziły dziewiczy test w locie swojego rodzimego samolotu demonstracyjnego bez załogi bez załogi do lotu z prędkością naddźwiękową z bazy z wyspy Abdul Kalam w Zatoce Bengalskiej około godziny 11:25. Samolot nosi nazwę Hypersonic Technology Demonstrator Vehicle . Próbę przeprowadziła Organizacja Badań i Rozwoju Obrony . Samolot stanowi ważny element krajowego programu rozwoju naddźwiękowego rakiet manewrujących .

Postęp w latach 2020

W dniu 27 września 2021 r. DARPA ogłosiła pomyślny lot swojego naddźwiękowego pocisku manewrującego typu scramjet , oddychającego powietrzem . Kolejny udany test przeprowadzono w połowie marca 2022 r. podczas rosyjskiej inwazji na Ukrainę . Szczegóły były utrzymywane w tajemnicy, aby uniknąć eskalacji napięć z Rosją , ale zostały ujawnione przez anonimowego urzędnika Pentagonu na początku kwietnia.

Zasady projektowania

Silniki Scramjet są rodzajem silników odrzutowych i polegają na spalaniu paliwa i utleniacza w celu wytworzenia ciągu. Podobnie jak w przypadku konwencjonalnych silników odrzutowych, samoloty z napędem typu scramjet przenoszą paliwo na pokład i uzyskują utleniacz poprzez spożycie tlenu atmosferycznego (w porównaniu z rakietami , które przewożą zarówno paliwo, jak i środek utleniający ). Wymóg ten ogranicza silniki odrzutowe do suborbitalnego napędu atmosferycznego, w którym zawartość tlenu w powietrzu jest wystarczająca do podtrzymania spalania.

Scramjet składa się z trzech podstawowych elementów: zbieżnego wlotu, w którym dopływające powietrze jest sprężane; komora spalania, w której paliwo gazowe jest spalane z tlenem atmosferycznym w celu wytworzenia ciepła; oraz dysza rozbieżna, w której ogrzane powietrze jest przyspieszane w celu wytworzenia ciągu . W przeciwieństwie do typowego silnika odrzutowego, takiego jak turboodrzutowy lub turbowentylatorowy , silnik odrzutowy nie wykorzystuje obracających się, przypominających wentylator elementów do sprężania powietrza; raczej osiągalna prędkość samolotu poruszającego się w atmosferze powoduje sprężanie powietrza we wlocie. Jako takie, żadnych ruchomych części są potrzebne w scramjet. Dla porównania, typowe silniki turboodrzutowe wymagają wielu stopni obracających się wirników sprężarki i wielu obracających się stopni turbiny , z których wszystkie zwiększają wagę, złożoność i większą liczbę punktów awarii silnika.

Ze względu na charakter ich konstrukcji, działanie odrzutowców jest ograniczone do prędkości zbliżonych do hipersonicznych . Ponieważ brakuje im sprężarek mechanicznych, odrzutowce typu scramjet wymagają dużej energii kinetycznej przepływu hipersonicznego, aby sprężyć napływające powietrze do warunków operacyjnych. Tak więc pojazd napędzany silnikiem odrzutowym musi być rozpędzany do wymaganej prędkości (zwykle około 4 Mach) za pomocą innych środków napędu, takich jak silniki turboodrzutowe, działa szynowe lub silniki rakietowe. Podczas lotu eksperymentalnego Boeinga X-51A z napędem typu scramjet , statek testowy został podniesiony na wysokość lotu przez Boeing B-52 Stratofortress przed wypuszczeniem i przyspieszeniem przez odłączaną rakietę do prędkości bliskiej 4,5 Macha. W maju 2013 roku kolejny lot osiągnął zwiększoną prędkość 5,1 Macha.

Chociaż scramjety są koncepcyjnie proste, faktyczna implementacja jest ograniczona przez ekstremalne wyzwania techniczne. Lot naddźwiękowy w atmosferze generuje ogromny opór, a temperatury panujące w samolocie i silniku mogą być znacznie wyższe niż w otaczającym powietrzu. Utrzymanie spalania w przepływie naddźwiękowym stanowi dodatkowe wyzwanie, ponieważ paliwo musi zostać wtryskiwane, mieszane, zapalane i spalane w ciągu milisekund. Chociaż technologia scramjet była rozwijana od lat pięćdziesiątych XX wieku, dopiero niedawno odrzutowce z powodzeniem osiągnęły lot z napędem.

Obszary sprężania, spalania i rozprężania: (a) silników turboodrzutowych, (b) silników strumieniowych i (c) silników odrzutowych.

Podstawowe zasady

Scramjety są zaprojektowane do działania w reżimie lotu naddźwiękowego, poza zasięgiem silników turboodrzutowych i wraz z silnikami strumieniowymi wypełniają lukę między wysoką sprawnością silników turboodrzutowych a dużą prędkością silników rakietowych. Silniki oparte na maszynach wirnikowych , chociaż są bardzo wydajne przy prędkościach poddźwiękowych, stają się coraz bardziej nieefektywne przy prędkościach transonicznych, ponieważ wirniki sprężarek występujące w silnikach turboodrzutowych wymagają do działania prędkości poddźwiękowych. Podczas gdy przepływ z transsonicznych do niskich prędkości naddźwiękowych można spowolnić do tych warunków, robienie tego przy prędkościach naddźwiękowych powoduje ogromny wzrost temperatury i utratę całkowitego ciśnienie przepływu. W okolicach 3–4 machów maszyny wirowe nie są już przydatne, a preferowaną metodą staje się kompresja w stylu tłoka.

Silniki strumieniowe wykorzystują charakterystykę dużej prędkości powietrza do dosłownie „wbijania” powietrza przez dyfuzor wlotowy do komory spalania. Przy transsonicznych i naddźwiękowych prędkościach lotu powietrze przed wlotem nie jest w stanie wystarczająco szybko usunąć się z drogi i jest sprężane w dyfuzorze przed rozproszeniem do komory spalania. Spalanie w silniku strumieniowym odbywa się z prędkościami poddźwiękowymi, podobnie jak w silnikach turboodrzutowych, ale produkty spalania są następnie przyspieszane przez dyszę zbieżno-rozbieżną do prędkości naddźwiękowych. Ponieważ nie mają mechanicznych środków sprężania, silniki odrzutowe nie mogą wystartować z miejsca i generalnie nie osiągają wystarczającej kompresji aż do lotu naddźwiękowego. Brak skomplikowanych maszyn wirnikowych pozwala silnikom strumieniowym radzić sobie ze wzrostem temperatury związanym ze zwalnianiem przepływu naddźwiękowego do prędkości poddźwiękowych, ale to idzie tylko do tej pory: przy prędkościach prawie hipersonicznych wzrost temperatury i nieefektywność zniechęcają do zwalniania przepływu do wielkości znalezionej w silniki odrzutowe.

Silniki Scramjet działają na tych samych zasadach co silniki strumieniowe, ale nie spowalniają przepływu do prędkości poddźwiękowych. Komora spalania typu scramjet jest raczej naddźwiękowa: wlot spowalnia przepływ do niższej liczby Macha w celu spalania, po czym jest przyspieszany przez dyszę do jeszcze wyższej liczby Macha. Ograniczając wielkość opóźnienia, temperatury w silniku są utrzymywane na akceptowalnym poziomie, zarówno z punktu widzenia materiału, jak i spalania. Mimo to obecna technologia scramjet wymaga stosowania paliw wysokoenergetycznych i systemów aktywnego chłodzenia w celu utrzymania ciągłej pracy, często z wykorzystaniem wodoru i chłodzenia regeneracyjnego techniki.

Teoria

Wszystkie silniki scramjet mają wlot, który spręża dopływające powietrze, wtryskiwacze paliwa, komorę spalania i rozbieżną dyszę ciągu . Czasami silniki zawierają również obszar, który działa jak uchwyt płomienia , chociaż wysokie temperatury stagnacji oznaczają, że można zastosować obszar skupionych fal, a nie dyskretną część silnika, jak widać w silnikach turbinowych. Inne silniki wykorzystują piroforyczne dodatki do paliwa, takie jak silan , aby uniknąć zgaśnięcia. Izolator między wlotem a komorą spalania jest często dołączany w celu poprawy jednorodności przepływu w komorze spalania i rozszerzenia zakresu pracy silnika.

Obrazowanie fali uderzeniowej przeprowadzone przez University of Maryland przy użyciu obrazowania Schlierena wykazało, że mieszanka paliwowa kontroluje kompresję, tworząc przeciwciśnienie i fale uderzeniowe, które spowalniają i sprężają powietrze przed zapłonem, podobnie jak stożek uderzeniowy silnika odrzutowego. Obrazowanie wykazało, że im większy przepływ paliwa i spalanie, tym więcej fal uderzeniowych powstaje przed komorą spalania, które spowalniają i sprężają powietrze przed zapłonem.

Obraz z obliczeniowej dynamiki płynów (CFD) NASA X-43A z odrzutowcem przymocowanym do spodu przy prędkości 7 Mach

Scramjet przypomina silnik strumieniowy . W typowym silniku strumieniowym naddźwiękowy dopływ silnika jest spowalniany na wlocie do prędkości poddźwiękowych, a następnie ponownie przyspieszany przez dyszę do prędkości naddźwiękowych w celu wytworzenia ciągu. To spowolnienie, które jest wytwarzane przez normalny wstrząs , powoduje całkowitą utratę ciśnienia , która ogranicza górny punkt pracy silnika strumieniowego.

W przypadku silnika typu scramjet energia kinetyczna swobodnego strumienia powietrza wchodzącego do silnika silnika typu scramjet jest w dużym stopniu porównywalna z energią uwalnianą w wyniku reakcji tlenu zawartego w powietrzu z paliwem (np. wodorem). Zatem ciepło uwalniane ze spalania przy prędkości 2,5 Macha wynosi około 10% całkowitej entalpii płynu roboczego. W zależności od paliwa, energia kinetyczna powietrza i potencjalne wydzielanie ciepła podczas spalania będą równe około 8 Ma. Tak więc konstrukcja silnika odrzutowego polega zarówno na minimalizowaniu oporu, jak i maksymalizacji ciągu.

Ta duża prędkość utrudnia kontrolę przepływu w komorze spalania. Ponieważ przepływ jest naddźwiękowy, żadne dalsze wpływy nie rozprzestrzeniają się w swobodnym strumieniu komory spalania. Dławienie wejścia do dyszy ciągu nie jest użyteczną techniką sterowania. W efekcie blok gazu wchodzącego do komory spalania musi mieszać się z paliwem i mieć wystarczająco dużo czasu na inicjację i reakcję, cały czas przemieszczając się z prędkością naddźwiękową przez komorę spalania, zanim spalony gaz zostanie rozprężony przez dyszę oporową. Stawia to surowe wymagania dotyczące ciśnienia i temperatury przepływu oraz wymaga, aby wtrysk paliwa i mieszanie były niezwykle wydajne. Nadający się do użytku ciśnienia dynamiczne mieszczą się w zakresie od 20 do 200 kilopaskali (2,9 do 29,0 psi), gdzie

{\ Displaystyle q = {\ Frac {1} {2}} \ rho v ^ {2}}

Gdzie

q to ciśnienie dynamiczne gazu

ρ ( rho ) to gęstość gazu

v to prędkość gazu

Aby utrzymać stałą szybkość spalania paliwa, ciśnienie i temperatura w silniku również muszą być stałe. Jest to problematyczne, ponieważ systemy kontroli przepływu powietrza, które by to ułatwiły, nie są fizycznie możliwe w pojeździe nośnym typu scramjet ze względu na duży zakres prędkości i wysokości, co oznacza, że musi on podróżować na wysokości właściwej dla jego prędkości. Ponieważ gęstość powietrza zmniejsza się na większych wysokościach, odrzutowiec musi wznosić się z określoną prędkością, gdy przyspiesza, aby utrzymać stałe ciśnienie powietrza na wlocie. Ten optymalny profil wznoszenia/schodzenia nazywany jest „ścieżką stałego ciśnienia dynamicznego”. Uważa się, że samoloty typu scramjet mogą działać na wysokości do 75 km.

Wtrysk paliwa i zarządzanie nim są również potencjalnie skomplikowane. Jedną z możliwości byłoby sprężenie paliwa do 100 barów przez pompę turbo, podgrzewanie przez kadłub, przesyłanie przez turbinę i przyspieszanie do wyższych prędkości niż powietrze przez dyszę. Strumień powietrza i paliwa krzyżuje się w strukturze przypominającej grzebień, co tworzy dużą powierzchnię styku. Turbulencja spowodowana większą prędkością paliwa prowadzi do dodatkowego mieszania. Złożone paliwa, takie jak nafta, wymagają długiego silnika do pełnego spalania.

Minimalna liczba Macha, przy której może działać scramjet, jest ograniczona przez fakt, że sprężony strumień musi być wystarczająco gorący, aby spalić paliwo, i mieć wystarczająco wysokie ciśnienie, aby reakcja zakończyła się, zanim powietrze wypłynie z tyłu silnika. Dodatkowo, aby można go było nazwać strumieniem typu scramjet, sprężony przepływ po spaleniu musi nadal być naddźwiękowy. W tym przypadku należy przestrzegać dwóch ograniczeń: po pierwsze, ponieważ gdy strumień naddźwiękowy jest sprężany, zwalnia, poziom sprężania musi być wystarczająco niski (lub prędkość początkowa wystarczająco wysoka), aby nie spowolnić gazu poniżej 1 Macha. Jeśli gaz w ciągu scramjet spada poniżej Macha 1 silnik „zadławi się”, przechodząc do przepływu poddźwiękowego w komorze spalania. Efekt ten jest dobrze znany wśród eksperymentatorów na silnikach typu scramjet, ponieważ fale spowodowane zadławieniem są łatwo obserwowalne. Dodatkowo nagły wzrost ciśnienia i temperatury w silniku może doprowadzić do przyspieszenia spalania, co może doprowadzić do wybuchu komory spalania.

Po drugie, ogrzewanie gazu przez spalanie powoduje wzrost prędkości dźwięku w gazie (i zmniejszenie liczby Macha), mimo że gaz nadal porusza się z tą samą prędkością. Wymuszenie w ten sposób prędkości przepływu powietrza w komorze spalania poniżej Macha 1 nazywa się "dławieniem termicznym". Oczywiste jest, że czysty odrzutowiec może działać przy liczbie Macha 6–8, ale w dolnej granicy zależy to od definicji odrzutowca. Istnieją projekty silników, w których silnik strumieniowy przekształca się w silnik typu scramjet nad Machem Zakres 3–6, znany jako scramjety dwutrybowe. Jednak w tym zakresie silnik nadal otrzymuje znaczny ciąg ze spalania poddźwiękowego typu strumieniowego.

Wysoki koszt testów w locie i niedostępność obiektów naziemnych utrudniają rozwój odrzutowca typu scramjet. Duża część prac eksperymentalnych nad strumieniami typu scramjet została podjęta w obiektach kriogenicznych, testach bezpośredniego połączenia lub palnikach, z których każdy symuluje jeden aspekt działania silnika. Ponadto wadliwe obiekty (z możliwością kontrolowania zanieczyszczeń powietrza), ogrzewane magazyny, obiekty łukowe i różne typy tuneli uderzeniowych mają ograniczenia, które uniemożliwiają idealną symulację działania strumienia powietrza. HyShot _ test w locie wykazał znaczenie symulacji 1: 1 warunków w tunelach uderzeniowych T4 i HEG, pomimo posiadania zimnych modeli i krótkiego czasu testu. Testy NASA -CIAM dostarczyły podobnej weryfikacji dla obiektu CIAM C-16 V / K, a projekt Hyper-X ma zapewnić podobną weryfikację dla Langley AHSTF, CHSTF i 8 stóp (2,4 m) HTT .

Obliczeniowa dynamika płynów dopiero niedawno ^{[ kiedy? ]} osiągnął pozycję umożliwiającą dokonanie rozsądnych obliczeń w rozwiązywaniu problemów operacyjnych Scramjet. Modelowanie warstwy granicznej, mieszanie turbulentne, przepływ dwufazowy, separacja przepływu i aerotermodynamika gazu rzeczywistego nadal stanowią problemy w czołówce CFD. Ponadto modelowanie spalania o ograniczonej kinetyce za pomocą bardzo szybko reagujących związków, takich jak wodór, wymaga znacznych zasobów obliczeniowych. Schematy reakcji są liczbowo sztywne i wymagają zredukowanych schematów reakcji. ^{[ wymagane wyjaśnienie ]}

Wiele eksperymentów ze Scramjetem pozostaje utajnionych . Kilka grup, w tym marynarka wojenna Stanów Zjednoczonych z silnikiem SCRAM w latach 1968-1974 oraz program Hyper-X z X-43A , ogłosiły udane demonstracje technologii scramjet. Ponieważ wyniki te nie zostały publicznie opublikowane, pozostają niezweryfikowane, a ostateczna metoda projektowania silników typu scramjet nadal nie istnieje.

Ostateczne zastosowanie silnika typu scramjet prawdopodobnie nastąpi w połączeniu z silnikami, które mogą pracować poza zakresem roboczym silnika typu scramjet. ^{[ Potrzebne źródło ]} Dwutrybowe silniki typu scramjet łączą spalanie poddźwiękowe ze spalaniem naddźwiękowym do pracy przy niższych prędkościach, a silniki rakietowe w cyklu kombinowanym (RBCC) uzupełniają napęd tradycyjnej rakiety strumieniem typu scramjet, pozwalając na dodatkowy utleniacz do dodania do strumienia scramjet. RBCC oferują możliwość rozszerzenia zakresu działania odrzutowca typu scramjet do wyższych prędkości lub niższych ciśnień dynamicznych wlotu, niż byłoby to możliwe w innym przypadku.

Zalety i wady scramjetów

Zalety

Nie musi przenosić tlenu
Brak obracających się części sprawia, że jest łatwiejszy w produkcji niż silnik turboodrzutowy
Ma wyższy impuls właściwy (zmiana pędu na jednostkę paliwa) niż silnik rakietowy; może zapewnić od 1000 do 4000 sekund, podczas gdy rakieta zazwyczaj zapewnia około 450 sekund lub mniej.
Większa prędkość może oznaczać tańszy dostęp do przestrzeni kosmicznej w przyszłości

Niedogodności

Trudne / kosztowne testowanie i rozwój
Bardzo wysokie początkowe wymagania dotyczące napędu

Specjalne chłodzenie i materiały

W przeciwieństwie do rakiety, która szybko przelatuje przez atmosferę głównie pionowo, lub silnika turboodrzutowego lub strumieniowego, który leci ze znacznie niższymi prędkościami, hipersoniczny pojazd oddychający powietrzem optymalnie leci po „obniżonej trajektorii”, pozostając w atmosferze z prędkością hipersoniczną. Ponieważ silniki odrzutowe mają tylko przeciętny stosunek ciągu do masy, przyspieszenie byłoby ograniczone. Dlatego czas przebywania w atmosferze z prędkością naddźwiękową byłby znaczny, prawdopodobnie 15–30 minut. Podobnie jak w przypadku powracającego pojazdu kosmicznego, izolacja cieplna byłaby trudnym zadaniem, z ochroną wymaganą przez czas dłuższy niż w przypadku typowej kapsuły kosmicznej , chociaż mniej niż prom kosmiczny .

Nowe materiały oferują dobrą izolację w wysokich temperaturach, ale często poświęcają się w tym procesie. Dlatego badania często planują „aktywne chłodzenie”, w którym płyn chłodzący krążący w poszyciu pojazdu zapobiega jego rozpadowi. Często płyn chłodzący jest samym paliwem, podobnie jak nowoczesne rakiety wykorzystują własne paliwo i utleniacz jako chłodziwo do swoich silników. Wszystkie systemy chłodzenia zwiększają wagę i złożoność systemu startowego. Chłodzenie silników odrzutowych w ten sposób może skutkować większą wydajnością, ponieważ ciepło jest dodawane do paliwa przed wejściem do silnika, ale skutkuje zwiększoną złożonością i wagą, co ostatecznie może przeważyć nad wszelkimi zyskami wydajności.

Wydajność pojazdu

Specyficzny impuls różnych silników

Wydajność systemu startowego jest złożona i zależy w dużej mierze od jego wagi. Zwykle statki $)$ projektowane tak, aby zmaksymalizować zasięg ( $($ $,$ promień orbity ( lub ułamek masy ładunku ) dla danego silnika i paliwa Powoduje to kompromisy między wydajnością silnika (masa paliwa do startu) a złożonością silnika (masa startowa w stanie suchym), co można wyrazić następującym wzorem:

{\ Displaystyle \ Pi _ {\ tekst {e}} + \ Pi _ {\ tekst {f}} + {\ Frac {1} {\ Gamma}} = 1}

Gdzie :

${\ Displaystyle \ Pi _ {\ tekst {e}} = {\ Frac {m _ {\ tekst {pusty}}} {m _ {\ tekst {początkowy}}}}} jest pustą$ masą ułamek i reprezentuje masę nadbudówki, zbiornika i silnika.
${\ Displaystyle \ Pi _ {\ tekst {f}} = {\ Frac {m _ {\ tekst {paliwo}}} {m _ {\ tekst {początkowy}}}}} to masa$ paliwa frakcję i reprezentuje masę paliwa, utleniacza i wszelkich innych materiałów, które są zużywane podczas startu.
${\ Displaystyle \ Gamma = {\ Frac {m _ {\ tekst {początkowy}}} {m _ {\ tekst {ładunek}}}}} jest początkowym stosunkiem masy$ i jest odwrotnością masy ładunku frakcja. Oznacza to, ile ładowności pojazd może dostarczyć do miejsca docelowego.

Scramjet zwiększa masę silnika nad rakietą i zmniejsza masę paliwa $e}$ $}} }$ . Może być trudno zdecydować, czy spowoduje to zwiększenie ${\ displaystyle \ Gamma}$ (co oznaczałoby zwiększoną ładowność dostarczoną do miejsca docelowego przy stałej masie startowej pojazdu). Logika stojąca za wysiłkami związanymi z prowadzeniem odrzutowca typu scramjet jest (na przykład) taka, że zmniejszenie ilości paliwa zmniejsza całkowitą masę o 30%, podczas gdy zwiększona masa silnika zwiększa całkowitą masę pojazdu o 10%. Niestety niepewność w obliczeniach wszelkich zmian masy lub wydajności pojazdu jest tak duża, że nieco inne założenia dotyczące wydajności silnika lub masy mogą stanowić równie dobre argumenty za lub przeciw pojazdom napędzanym silnikiem odrzutowym.

Dodatkowo należy wziąć pod uwagę przeciąganie nowej konfiguracji. $)$ całej konfiguracji można uznać za sumę oporu pojazdu ( $oporu$ instalacji silnika ( . Opór instalacji tradycyjnie wynika z pylonów i sprzężonego przepływu spowodowanego przez strumień silnika i jest funkcją ustawienia przepustnicy. Dlatego często jest zapisywane jako:

{\ Displaystyle D _ {\ tekst {e}} = \ fi _ {\ tekst {e}} F}

Gdzie:

${\ Displaystyle \ phi _ {\ tekst {e}}}$ jest współczynnikiem strat
jest ciągiem silnika ${\ displaystyle F}$

$)$ może być myślenie o ( jako o różnicy oporu w stosunku do znanej konfiguracji podstawowej

Ogólną sprawność silnika można przedstawić jako wartość z przedziału od 0 do 1 ( ), w kategoriach impulsu właściwego silnika: ${\ displaystyle \ eta _ {0}}$

{\ displaystyle \ eta _ {0} = {\ frac {g_ {0} V_ {0}}} {h _ {\ tekst {PR}}}} I_ { \text{sp}}={\frac {\mbox{siła ciągu}}{\mbox{współczynnik energii chemicznej}}}}

Gdzie:

${\ displaystyle g_ {0}}$ to przyspieszenie spowodowane grawitacją na poziomie gruntu
${\ displaystyle V_ {0}}$ to prędkość pojazdu
${\ displaystyle I _ {\ tekst {sp}}}$ jest specyficznym impulsem
${\ displaystyle h _ {\ tekst {PR}}}$ to ciepło reakcji paliwa

Impuls właściwy jest często używany jako jednostka wydajności rakiet, ponieważ w przypadku rakiety istnieje bezpośrednia zależność między impulsem właściwym, jednostkowym zużyciem paliwa i prędkością spalin. Ta bezpośrednia zależność nie występuje na ogół w silnikach oddychających powietrzem, dlatego impuls właściwy jest rzadziej używany w literaturze. $funkcją$ że w przypadku silnika oddychającego powietrzem zarówno, $jak$ są prędkości.

Impuls właściwy silnika rakietowego jest niezależny od prędkości, a wspólne wartości wynoszą od 200 do 600 sekund (450 s dla silników głównych promu kosmicznego). Specyficzny impuls odrzutowca zmienia się wraz z prędkością, zmniejszając się przy wyższych prędkościach, zaczynając od około 1200 s ^{[ potrzebne źródło ] ,} chociaż wartości w literaturze są różne. ^{[ potrzebne źródło ]}

W prostym przypadku pojazdu jednostopniowego ułamek masowy paliwa można wyrazić jako:

{\ Displaystyle \ Pi _ {\ tekst {f}} = 1- \ exp \ lewo [- {\ Frac {\ lewo ({\ Frac {V _ {\ tekst {początkowy}} ^ {2}} {2}} -{\frac {V_{i}^{2}}{2}}\right)+\int {g}\,dr}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1 -{\frac {D+D_{\text{e}}}{F}}\right)}}\right]}

Gdzie można to wyrazić dla jednostopniowego transferu na orbitę jako:

{\ Displaystyle \ Pi _ {\ tekst {f}} = 1- \ exp \left[-{\frac {g_{0}r_{0}\left(1-{\frac {1}{2}}{\frac {r_{0}}{r}}\right)}{\ eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-{\frac {D+D_{\text{e}}}{F}}\right)}}\right]}

lub dla poziomego lotu atmosferycznego ze startu z powietrza ( lot rakietowy ):

{\ Displaystyle \ Pi _ {\ tekst {f}} = 1- \ exp \ lewo [- {\ frac {g_{0}R}{\eta _{0}h_{\text{PR}}\left(1-\phi _{\text{e}}\right){\frac {C_{\text{L }}}{C_{\tekst{D}}}}}}\prawo]}

Gdzie jest zakresem , a obliczenie można wyrazić w postaci wzoru na zakres Bregueta : ${\ displaystyle R}$

{\ Displaystyle {\ rozpocząć {wyrównane} \ Pi _ {\ tekst {f}} i = 1-e ^{-BR}\\B&={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{\ tekst{L}}}{C_{\text{D}}}}}}\end{wyrównane}}}

Gdzie:

$\ displaystyle C _ {\ tekst {L}}}$ jest współczynnikiem siły nośnej
$\ displaystyle C _ {\ tekst {D}}}$ to współczynnik oporu powietrza

To niezwykle proste sformułowanie użyte na potrzeby rozważań zakłada:

Pojazd jednostopniowy
Brak aerodynamicznej siły nośnej dla transatmosferycznego podnośnika

Jednak są one ogólnie prawdziwe dla wszystkich silników.

Początkowe wymagania dotyczące napędu

Scramjet nie może wytworzyć wydajnego ciągu, chyba że zostanie przyspieszony do dużej prędkości, około Mach 5, chociaż w zależności od konstrukcji może działać jak silnik strumieniowy przy niskich prędkościach. Poziomy samolot startowy potrzebowałby do startu konwencjonalnych turbowentylatorowych , turboodrzutowych lub rakietowych, wystarczająco dużych, aby przenieść ciężki statek. Potrzebne byłoby również paliwo do tych silników, a także cała konstrukcja montażowa silnika i systemy sterowania. Silniki turbowentylatorowe i turboodrzutowe są ciężkie i nie mogą z łatwością przekroczyć około 2–3 machów, więc do osiągnięcia prędkości roboczej odrzutowca potrzebna byłaby inna metoda napędu. To mogą być silniki strumieniowe lub rakiety . Potrzebowałyby one również własnego oddzielnego zasilania paliwem, struktury i systemów. Zamiast tego wiele propozycji wzywa do pierwszego stopnia zrzucanych dopalaczy rakiet na paliwo stałe , co znacznie upraszcza projekt.

Trudności w testowaniu

Test silnika odrzutowego Pratt & Whitney Rocketdyne SJY61 dla Boeinga X-51

W przeciwieństwie do systemów napędowych odrzutowych lub rakietowych, które można testować na ziemi, testowanie projektów odrzutowych wykorzystuje niezwykle drogie hipersoniczne komory testowe lub drogie pojazdy nośne, co prowadzi do wysokich kosztów oprzyrządowania. Testy z użyciem wystrzelonych pojazdów testowych bardzo często kończą się zniszczeniem badanego obiektu i oprzyrządowania.

Zalety i wady pojazdów orbitalnych

Gaz pędny

Zaletą hipersonicznego pojazdu oddychającego powietrzem (zwykle typu scramjet), takiego jak X-30, jest uniknięcie lub przynajmniej zmniejszenie potrzeby noszenia utleniacza. Na przykład zewnętrzny zbiornik promu kosmicznego zawierał 616 432,2 kg ciekłego tlenu (LOX) i 103 000 kg ciekłego wodoru (LH ₂ ), przy masie pustej wynoszącej 30 000 kg. Masa orbitera wynosiła 109 000 kg przy maksymalnej ładowności około 25 000 kg, a aby zdjąć zespół z platformy startowej, wahadłowiec użył dwóch bardzo potężnych silników rakietowych na paliwo stałe o masie 590 000 kg każdy. Gdyby można było wyeliminować tlen, pojazd mógłby być lżejszy podczas startu i być może przewozić większą ładowność.

Z drugiej strony, odrzutowce typu scramjet spędzają więcej czasu w atmosferze i wymagają więcej paliwa wodorowego, aby poradzić sobie z oporem aerodynamicznym. Podczas gdy ciekły tlen jest dość gęstym płynem (1141 kg/m ³ ), ciekły wodór ma znacznie mniejszą gęstość (70,85 kg/m ³ ) i zajmuje większą objętość. Oznacza to, że pojazd na to paliwo staje się znacznie większy i ma większy opór. Inne paliwa mają bardziej porównywalną gęstość, np. RP-1 (810 kg/m ³ ) JP-7 (gęstość w 15 °C 779-806 kg/m ³ ) i niesymetryczna dimetylohydrazyna (UDMH) (793,00 kg/m ³ ).

Stosunek ciągu do masy

Jednym z problemów jest to, że przewiduje się, że silniki scramjet będą miały wyjątkowo słaby stosunek ciągu do masy wynoszący około 2, gdy zostaną zainstalowane w pojeździe nośnym. Rakieta ma tę zaletę, że jej silniki mają bardzo wysoki stosunek ciągu do ciężaru (~100:1), podczas gdy stosunek objętościowy zbiornika na ciekły tlen również zbliża się do ~100:1. W ten sposób rakieta może osiągnąć bardzo wysoki ułamek masowy , co poprawia osiągi. Dla kontrastu, przewidywany stosunek ciągu do masy silników typu scramjet wynoszący około 2 oznacza, że znacznie większy procent masy startowej stanowi silnik (ignorując fakt, że ta część i tak wzrasta około czterokrotnie z powodu braku utleniacza na pokładzie). Ponadto niższy ciąg pojazdu niekoniecznie eliminuje potrzebę stosowania drogich, nieporęcznych i podatnych na awarie wysokowydajnych turbopomp, które można znaleźć w konwencjonalnych silnikach rakietowych na paliwo ciekłe, ponieważ większość konstrukcji odrzutowych wydaje się nie być w stanie osiągnąć prędkości orbitalnych w trybie oddychania powietrzem i stąd potrzebne są dodatkowe silniki rakietowe. ^{[ potrzebne źródło ]}

Potrzeba dodatkowego napędu, aby osiągnąć orbitę

Scramjety mogą być w stanie przyspieszyć od około 5-7 Mach do około połowy prędkości orbitalnej i prędkości orbitalnej (badania X-30 sugerowały, że 17 Mach może być granicą w porównaniu z prędkością orbitalną 25 Mach, a inne badania wskazują, że górna granica prędkości dla czystego silnika typu scramjet między 10 a 25 Machów, w zależności od przyjętych założeń). Ogólnie oczekuje się, że do ostatecznego przyspieszenia na orbitę potrzebny będzie inny układ napędowy (bardzo typowo proponowana jest rakieta). Ponieważ delta-V jest umiarkowana, a część ładowności odrzutowców typu scramjet wysoka, akceptowalne mogą być rakiety o niższych osiągach, takie jak ciała stałe, hipergoliki lub proste dopalacze na paliwo ciekłe.

Teoretyczne prognozy określają maksymalną prędkość odrzutowca między 12 Mach (14 000 km / h; 8400 mil / h) a 24 Mach (25 000 km / h; 16 000 mil / h). Dla porównania, prędkość orbitalna na 200 km (120 mil) niskiej orbicie okołoziemskiej wynosi 7,79 km na sekundę (28 000 km / h; 17 400 mil / h).

Ponowne wejście

Odporny na ciepło spód odrzutowca potencjalnie podwaja się jako system ponownego wejścia, jeśli wizualizowany jest jednostopniowy pojazd na orbitę wykorzystujący nieablacyjne, nieaktywne chłodzenie. Jeśli w silniku zastosowano osłonę ablacyjną, prawdopodobnie nie będzie on nadawał się do użytku po wejściu na orbitę. Jeśli stosowane jest aktywne chłodzenie z paliwem jako chłodziwem, utrata całego paliwa podczas wypalania na orbicie będzie również oznaczać utratę całego chłodzenia systemu ochrony termicznej.

Koszty

Zmniejszenie ilości paliwa i utleniacza niekoniecznie poprawia koszty, ponieważ paliwa rakietowe są stosunkowo bardzo tanie. Rzeczywiście, można oczekiwać, że koszt jednostkowy pojazdu będzie znacznie wyższy, ponieważ koszt sprzętu lotniczego jest około dwa rzędy wielkości wyższy niż ciekły tlen, paliwo i zbiorniki, a sprzęt typu scramjet wydaje się być znacznie cięższy niż rakiety dla danego ładunku. . Mimo to, jeśli odrzutowce typu scramjet umożliwiają pojazdy wielokrotnego użytku, teoretycznie może to przynieść korzyści finansowe. Nie jest jasne, czy sprzęt poddany ekstremalnym warunkom strumienia strumieniowego może być ponownie użyty wystarczająco wiele razy; wszystkie przeprowadzone testy scramjet przetrwały tylko przez krótkie okresy i do tej pory nigdy nie zostały zaprojektowane tak, aby przetrwać lot.

Ostateczny koszt takiego pojazdu jest przedmiotem intensywnej debaty ^{[ przez kogo? ]} , ponieważ nawet najlepsze szacunki nie zgadzają się, czy pojazd typu scramjet byłby korzystny. Jest prawdopodobne, że pojazd typu scramjet musiałby podnieść większy ładunek niż rakieta o takiej samej masie startowej, aby był równie opłacalny (jeśli pojazd typu scramjet jest pojazdem jednorazowego użytku). ^{[ potrzebne źródło ]}

Kwestie

Kosmiczne pojazdy nośne mogą, ale nie muszą, korzystać z etapu scramjet. Etap scramjet pojazdu nośnego teoretycznie zapewnia impuls właściwy od 1000 do 4000 s, podczas gdy rakieta zapewnia mniej niż 450 s w atmosferze. Jednak impuls właściwy odrzutowca gwałtownie spada wraz z prędkością, a pojazd ucierpiałby z powodu stosunkowo niskiego stosunku siły nośnej do oporu .

Zainstalowany stosunek ciągu do masy odrzutowców typu scramjet wypada bardzo niekorzystnie w porównaniu z 50–100 typowego silnika rakietowego. Jest to kompensowane w samolotach typu scramjet częściowo dlatego, że ciężar pojazdu byłby przenoszony przez siłę nośną aerodynamiczną, a nie czystą moc rakietową (co daje zmniejszone „ straty grawitacyjne ”), ^{[ potrzebne źródło ]} ale dotarcie na orbitę zajęłoby dużo więcej czasu ze względu na niższy ciąg, co znacznie niweluje przewagę. Masa startowa pojazdu typu scramjet jest znacznie zmniejszona w porównaniu z rakietą ze względu na brak pokładowego utleniacza, ale zwiększa się z powodu wymagań konstrukcyjnych większych i cięższych silników.

To, czy ten pojazd może nadawać się do ponownego użytku, czy nie, jest nadal przedmiotem debaty i badań.

Proponowane zastosowania

Samolot wykorzystujący tego typu silnik odrzutowy mógłby radykalnie skrócić czas potrzebny na podróż z jednego miejsca do drugiego, potencjalnie umieszczając dowolne miejsce na Ziemi w ciągu 90 minut lotu. Pojawiają się jednak pytania, czy taki pojazd może przewozić wystarczającą ilość paliwa, aby odbyć przydatne podróże. Ponadto niektóre kraje zakazują lub nakładają kary na samoloty pasażerskie i inne samoloty cywilne, które powodują bum dźwiękowy . (Na przykład w Stanach Zjednoczonych przepisy FAA zabraniają naddźwiękowych lotów cywilnych statków powietrznych nad lądem).

Zaproponowano pojazd Scramjet jako jednoetapowy pojazd na uwięzi, w którym obracająca się pętla orbitalna Mach 12 odbierałaby ładunek z pojazdu z odległości około 100 km i przenosiła go na orbitę.

Zobacz też

Portal lotniczy

Cytaty

Bibliografia

Samolot kosmiczny – 1961 . Przegląd projektów lotniczych, tom 2, nr 5.
Aspekty samolotu kosmicznego . Flight International, 2 stycznia 1964, strony 36–37.
Segal, Corin (2009). Silnik Scramjet: procesy i charakterystyka . Seria Cambridge Aerospace . Nowy Jork: Cambridge University Press . ISBN 978-0521838153 . Źródło 13 lutego 2016 r .
Wzgórze, Philip Graham; Peterson, Carl R. (1992). Mechanika i termodynamika napędu (wyd. 2). Reading, Massachusetts : Addison-Wesley Publishing Company . ISBN 978-0201146592 . Źródło 13 lutego 2016 r .
Billig, Frederick S. (1993). SCRAM — naddźwiękowy pocisk strumieniowy . 29. wspólna konferencja i wystawa dotycząca napędu . Monterey, Kalifornia : AIAA . doi : 10.2514/MJPC93 .
Ingenito, Antonella; Bruno, Claudio (2010). „Fizyka i reżimy spalania naddźwiękowego”. Dziennik AIAA . 48 (3): 515–525. Bibcode : 2010AIAAJ..48..515I . doi : 10.2514/1.43652 . hdl : 11573/335488 . ISSN 0001-1452 .
„Na tropie Scramjeta” . Laboratorium . ABC . 17 października 2002 r. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
„Testowano rewolucyjny silnik odrzutowy” . wiadomości BBC . BBC . 25 marca 2006 r. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
„Francuskie wsparcie dla rosyjskich testów SCRAMJET” . Skunk Works Digest . 12 grudnia 1992 r. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
Schneider, David (2002). „Płonące pytanie” . Amerykański naukowiec . 90 (6): 1. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
„Hysoniczny pocisk Scramjet leci w teście rakietowym” . SpaceDaily . Ronkonkoma, Nowy Jork : Space Media Network. 4 września 2001 . Źródło 13 lutego 2016 r .
„Krajowy plan hipersoniczny” . Centrum Badawcze NASA Langley . 13 sierpnia 2003 r. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 7 sierpnia 2005 r.
Smith, Yvette (2 października 2010). „X-43A” . misje . NASA . Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
„HyShot” . Centrum hipersoniczne . Uniwersytet Queenslandu . Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
Swinerd, Graham (2010). Jak latają statki kosmiczne: loty kosmiczne bez formuł . Księgi Kopernika. ISBN 9781441926296 .

Linki zewnętrzne

Covault, Craig (17 maja 2010). „Hypersonic X-51 Scramjet rozpocznie lot testowy w maju” . Space.com . Kup . Zarchiwizowane od oryginału w dniu 25 listopada 2010 r.
Guinan, Daniel P.; Drake, Alan; Andreadis, dziekan; Beckel, Stephen A. (26 kwietnia 2005). „Patent Stanów Zjednoczonych: 6883330: Konstrukcja wlotu o zmiennej geometrii do silnika odrzutowego” . USPTO . Źródło 13 lutego 2016 r .
Spencer, Henryk. „Równanie rakiety z cyklem ciekłego powietrza” . Towarzystwo Wyspy Pierwszej. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
Leonard, David (16 sierpnia 2002). „Wyniki za chwilę: test HyShot Scramjet zakończył się sukcesem” . Space.com . Zarchiwizowane od oryginału w dniu 26 września 2009 r.
Wickham, Chris (28 listopada 2012). „Brytyjska firma twierdzi, że osiągnął największy postęp w zakresie silników od czasu odrzutowca” . Reutera . Thomson Reuters Corporation . Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
Satisz, Kumar. „Rozwój komory spalania Scramjet” (PDF) . Instytut Spalania (Sekcja Indyjska). Zarchiwizowane (PDF) od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .
Wang, Brian (10 czerwca 2011). „Aerojet ma nowe plany pojazdów hipersonicznych wielokrotnego użytku Mach 7 plus wielokrotnego użytku” . Nowa wielka przyszłość. Zarchiwizowane od oryginału w dniu 13 lutego 2016 r . Źródło 13 lutego 2016 r .