單級入軌運輸?shù)膕uperlon空天飛行器

單級入軌運輸?shù)膕uperlon空天飛行器

+粒子質(zhì)量吸運系統(tǒng)digitalbskyl是一個單級入軌管理系統(tǒng)。它可以像傳統(tǒng)的飛機一樣從機場跑道上飛，并在傳輸負荷后以相同的方式返回。它代表了一種獨特的技術挑戰(zhàn),其設計目標是獲得一種可以進入商業(yè)化研發(fā)和運作的系統(tǒng),因此,它必須具備如下幾個方面的特點:1)可重復使用性;2)單級入軌;3)無人駕駛;4)終止飛行的能力;5)操作簡便;6)可再入大氣層;7)對環(huán)境影響小。此外,Skylon還必須保持足夠低的總質(zhì)量以及足夠高的發(fā)動機效率,以攜帶一定的載荷進入軌道。Skylon在初始上升階段采用吸氣式工作模式以提高發(fā)動機的比沖,加速到Ma=5.5以及25km的高度后,發(fā)動機切換到純火箭模式以達到入軌高度,以此降低對質(zhì)量比的要求。這就產(chǎn)生了非常重要的差別:純火箭需要達到相當于約9200m/s的速度(7700m/s的軌道速度和1500m/s的各種軌道損耗),而吸氣式為大約1500m/s的軌道速度和1200m/s的軌道損耗,因此,純火箭階段僅需要提供6500m/s速度,這也使最小質(zhì)量比從0.13增加到了0.21。即使用額外的發(fā)動機質(zhì)量滿足吸氣式工作模式的需求,這也是一種更為可行的目標。目前,Skylon空天飛行器所采用的吸氣式發(fā)動機技術以及結構技術仍面臨著挑戰(zhàn),這些技術都有待驗證。1整體結構設計及發(fā)動機Skylon空天飛行器源自于英國航空航天研究所的霍托爾(HOTOL)項目(如圖2所示)以及它所采用的羅羅公司的RB545發(fā)動機項目,對這兩個項目共同研究了25年,進行了大量的基礎性研究工作。盡管Skylon的設計方案基于HOTOL飛行器,但Skylon方案吸取了HOTOL項目中的教訓,在整體結構、機體以及發(fā)動機上均有顯著的變化。整體結構上,將發(fā)動機移至翼尖以解決HOTOL的平衡問題。機體從半硬殼式結構氫燃料箱改變?yōu)閺秃喜牧翔旒芙Y構和懸掛式非結構式燃料箱以及氣動外殼。發(fā)動機改用Sabre方案,較RB545更復雜,吸氣性能更佳(增加了氦回路將氫氣流與空氣流分離)。當前研究的結構稱為C1,其方案制定于2003年。該方案中的飛行器長83m,翼展為25m,載荷直徑為4.6m,長12m,其質(zhì)量構成見下表。Skylon方案的研究估計需要9.5年,研制成本為95.18億歐元(2004年價格)。研發(fā)計劃將制造一種飛行器,它能夠飛行200次,起飛故障概率為1%,飛行失事概率為0.005%。假設制造30個飛行器,則每個成本大約為5.65億歐元。實際工作時,能夠循環(huán)發(fā)射,每次飛行成本僅690萬歐元,甚至更少。2要實現(xiàn)桁架結構和材質(zhì)的優(yōu)化設計Skylon飛行器的一個關鍵創(chuàng)新是采用了非硬殼設計,這在許多方面與齊柏林(Zeppelin)飛艇相似,其主要承載結構是一種采用碳纖維增強塑料復合材料制成的桁架結構。鋁制燃料箱的外殼采用耐高溫碳化硅纖維增強陶瓷材料制成,通過凱夫拉(Kevlar)帶懸掛在桁架結構中。在研究計劃的開展過程中,主要對Skylon設計方案的兩個方面——桁架結構和外殼蒙皮材料進行了研究。對Skylon桁架結構的研究由布里斯托爾大學主持,歷時3年。研究證實了基礎方案可以實現(xiàn),并解決了一些關鍵技術問題。外殼蒙皮的設計起初采用源自英國位于Harwell的原子能機構System2(碳化硅纖維增強陶瓷)的一種專利材料。這種材料能夠在高達1470K的溫度下保持其結構性能,大大超過重返大氣層時經(jīng)歷的1100K。不過,后來這種材料沒有被繼續(xù)采用,而是改用法國PyromeralSystems公司生產(chǎn)的一種名為Pyrosic的替代材料。Reaction發(fā)動機有限公司對其進行了一些實驗,以確定其是否能夠滿足外殼在特殊情況下重返大氣層時的需求。為證實這種新材料能滿足Skylon飛行器的需求,制造了帶有直線波紋的全尺寸面板,并且在一個特別建造的可模擬再入大氣層環(huán)境的燃燒室內(nèi)進行測試,以驗證材料的抗毀能力,包括高溫下的抗氧化和抗腐蝕能力。3skyl飛機的后部3.1閉循環(huán)液氧/液氫高比沖火箭發(fā)動機對于單級入軌飛行器的推進裝置而言,組合循環(huán)預冷發(fā)動機(如RB545和Sabre)顯示了其優(yōu)于其它侯選吸氣式發(fā)動機的性能。Sabre發(fā)動機具備兩種工作模式,在火箭模式下,發(fā)動機以閉循環(huán)液氧/液氫高比沖火箭發(fā)動機工作;在吸氣模式下(從起飛階段到Ma>5),液氧氣流被大氣中空氣所代替,使發(fā)動機比沖增加了3～6倍?？諝饬鞅晃氚l(fā)動機,并且在壓縮之前被冷卻至很低的溫度。氫燃料在進入燃燒室之前作為閉循環(huán)氦回路的冷卻劑。Sabre發(fā)動機本質(zhì)上是一種閉循環(huán)火箭發(fā)動機,它帶有一臺預冷渦輪壓縮機,可以給燃燒室提供高壓空氣,這使其能夠在上升階段以吸氣模式從跑道零速度開始加速至Ma=5.5。隨著高度的增加,空氣密度降低,發(fā)動機最終切換到純火箭模式下,推動Skylon達到入軌速度。3.2熱交換器3.2.1熱交換器的研制Sabre發(fā)動機的關鍵組成部分是預冷熱交換系統(tǒng),該系統(tǒng)能冷卻進氣口吸入的空氣。熱交換系統(tǒng)包含了一系列螺旋形纏繞的模塊,空氣通過熱交換器時被管中流動的氦氣冷卻。熱交換器有兩個核心技術,其一是制造技術,其二是霜凍堵塞的控制技術。20世紀80年代首次采用這種類型的預冷發(fā)動機時,關鍵的技術性問題是如何控制熱交換器的質(zhì)量和體積。Reaction發(fā)動機有限公司的制造技術以布里斯托爾大學的一個研究項目為基礎。布里斯托爾大學于2000年成功研制了一臺熱傳遞速率近1000MW/m3的熱交換器,恰好符合Sabre發(fā)動機預冷器的性能。隨著鉻鎳鐵718合金管的成功制造,這項工作得以延伸,合金管孔徑為0.88mm,厚度為40mm,能確保良好的熱交換性能卻沒有物理強度的降低。這種管道在20MPa、720℃被氧化1800h狀態(tài)下成功通過蠕變試驗。另一關鍵技術是將精細的合金管焊入進給管口的方法,該方法也已得到驗證。預冷器主要用于將發(fā)動機氣流(質(zhì)量流量約400kg/s)從進氣道入口處約1000℃(Ma=5)冷卻至壓縮之前的約-140℃。在0℃以下時,空氣中的水蒸氣在數(shù)秒內(nèi)凝結并阻塞氣流,因此,霜凍控制成為關鍵的問題。霜凍控制系統(tǒng)自2001年開始研究,目前已能在穩(wěn)定工作狀態(tài)下實現(xiàn)無阻塞。試驗是在一個專門建造的低溫風洞中完成的,風洞內(nèi)有一個能夠嵌入熱交換器模塊的長150mm的方形試驗段。風洞以0.3kg/s的速度吸入模擬實際飛行條件下溫度與濕度的空氣。熱交換器陣列被低溫氮氣流冷卻,氮氣的比熱與用于實際發(fā)動機的氦氣相當。雖然試驗模型比真實的預冷器小,但它是用恰當?shù)墓軓?、壁厚和材料制造的。由于這是在與真正發(fā)動機相同的氣流質(zhì)量流量和雷諾數(shù)情況下所做的試驗,因此不存在問題。這些成功的技術項目使飛行標準結構的熱交換器的研制成為可能。下一階段將構建一臺由48個模塊組成的全尺寸預冷器,它將在一個專門建造的靜態(tài)試驗臺上加以測試。雖然這一技術項目實現(xiàn)了超過預期目標的飛行標準熱交換器的生產(chǎn),但它并不意味著熱交換器研究的結束。增加熱交換器的換熱效率對發(fā)動機總體性能將產(chǎn)生巨大影響。一項關于提高熱交換器換熱效率的研究項目已經(jīng)啟動,其研究成果將集成到最終的設計中。3.2.2碳化硅換器管道大多數(shù)的研發(fā)項目都專注于研究主進氣口的熱交換器,因為它決定發(fā)動機的整體性能。然而在發(fā)動機循環(huán)中有其它的熱交換器,其中一部分需要在1100K的表面溫度下運行。這種管道必須由碳化硅采用專門的制造技術制成。目前進行的一個研究項目正在探索一系列可能的制造技術,包括無壓力燒結、化學氣相沉積、液態(tài)硅向石墨的轉化、反應粘結等。適合于高溫熱交換器的管道已經(jīng)制造出來