Гипердыбыстық ұшақтардың құрылымы және «толқыншар» дизайны

Кіріспе

Гипердыбысты ұшақ конструкциясы

Waverider – бұл гипердыбысты ұшақ конструкциясы, ол өзінің ұшуы кезінде пайда болатын соққы толқындарын көтергіш бет ретінде пайдаланып, аэродинамикалық сүйреуге қатысты көтеру қатынасын жақсартады. Бұл құбылыс қысылу көтеру деп аталады. Waverider Mach 5 және одан жоғары гипердыбыстық жылдамдық режиміндегі жоғары жылдамдықты ұшақтар үшін жақсы зерттелген конструкция болып табылады, бірақ әзірге мұндай конструкция өндіріске енгізілген жоқ. Boeing X-51 scramjet демонстрациялық ұшағы 2010 жылдан 2013 жылға дейін сынақтан өтті. Соңғы сынақ ұшуында ол . жылдамдыққа жетті.

Алғашқы жұмыстар

Waverider дизайны тұжырымдамасын алғаш рет Белфаст Король университетінің Теренс Нонвейлер әзірледі және ол 1951 жылы қайта кіру көлігі ретінде баспа беттерінде алғаш рет сипатталды. Ол қайта кіру кезіндегі жылуды тарату үшін жеткілікті беттік ауданды қамтамасыз ететін төмен қанатты жүктемесі бар дельта қанат платформасынан тұрды. Ол кезде Нонвейлер ұшақтың айналасындағы әуе ағынының өте қарапайым 2D моделін пайдалануға мәжбүр болды, ол қанат бойындағы ағынға байланысты дәл болмайтынын түсінді. Дегенмен, ол ұшақ тудыратын соққы толқыны қанат бойындағы ағынды тоқтататынын, ал қанатты соққыға жақындату үшін орналастырса, онда бұл ағын қанаттың астында тұрып қалады, қысымды арттырады және осылайша көтерілу күшін ұлғайтады деп байқады. 1950 жылдары британдықтар "Көк жолақ" зымыратына негізделген ғарыш бағдарламасын бастады, ол кейін экипажды тасымалдайтын көлік құралын да қамтуы тиіс болды. Армстронг Уитворт компаниясымен келісімшарт жасалып, қайта кіру көлігін жасау жұмысы тапсырылды. АҚШ ғарыш бағдарламасынан өзгеше, олар баллистикалық капсуланың орнына қанатты көлік құралын таңдады. 1957-1959 жылдар аралығында олар Нонвейлермен келісімшарт жасасып, оның тұжырымдамаларын одан әрі дамытуға көмектесті. Бұл жұмыстың нәтижесінде төменгі жағы жалпақ және қысқа қанаттары бар пирамида тәрізді дизайн пайда болды. Жылу қанаттар арқылы жоғарыдағы салқын беттерге беріліп, қанаттың үстіндегі турбулентті ауаға таратылды. 1960 жылы "Көк жолақ" жобасы тоқтатылды, себебі зымыран қызметке енбей тұрып ескірген болып саналды. Жұмыс содан кейін Корольдік әуе кемелері институтына (RAE) көшті, онда ол жоғары жылдамдықты (Мах 4-7) азаматтық авиалайнерлерді зерттеу бағдарламасы ретінде жалғасты. Бұл жұмысты Солтүстік Америка авиациясының инженерлері XB-70 бомбалаушысын жобалаудың бастапқы кезеңдерінде тапты. Олар бастапқы "классикалық" дельта қанатын қайта жобалап, ұшақтың алдыңғы бөлігінен туындайтын соққы конусын пайдаланудың орнына, соққы толқынын механикалық түрде тұрақтандыру үшін қанат ұшын төмен түсірді. Бұл механизмнің тағы екі пайдалы әсері болды: ол ұшақтың артқы бөлігіндегі көлденең көтергіш беттің ауданын азайтты, бұл жоғары жылдамдықтарда туындайтын мұрынды төмен қарай бұруға көмектесті, сондай-ақ жоғары жылдамдықтарда азаятын бағыттық тұрақтылықты жақсартатын тік бетті арттырды.

The waverider design concept was first developed by Terence Nonweiler of the Queen's University of Belfast, and first described in print in 1951 as a re entry vehicle. It consisted of a delta wing platform with a low wing loading to provide considerable surface area to dump the heat of re entry. At the time, Nonweiler was forced to use a greatly simplified 2D model of airflow around the aircraft, which he realized would not be accurate due to spanwise flow across the wing. However, he also noticed that the spanwise flow would be stopped by the shockwave being generated by the aircraft, and that if the wing was positioned to deliberately approach the shock, the spanwise flow would be trapped under wing, increasing pressure, and thus increasing lift. In the 1950s, the British started a space program based around the Blue Streak missile, which was, at some point, to include a crewed vehicle. Armstrong Whitworth were contracted to develop the re entry vehicle, and unlike the U. S. space program, they decided to stick with a winged vehicle instead of a ballistic capsule. Between 1957 and 1959, they contracted Nonweiler to develop his concepts further. This work produced a pyramid shaped design with a flat underside and short wings. Heat was conducted through the wings to the upper cool surfaces, where it was dumped into the turbulent air on the top of the wing. In 1960, work on the Blue Streak was canceled as the missile was seen as being obsolete before it could have entered service. Work then moved to the Royal Aircraft Establishment (RAE), where it continued as a research program into high speed (Mach 4 to 7) civilian airliners. This work was discovered by engineers at North American Aviation during the early design studies of what would lead to the XB 70 bomber. They re designed the original "classic" delta wing to incorporate drooping wing tips in order to trap the shock waves mechanically, rather than using a shock cone generated from the front of the aircraft. This mechanism also had two other beneficial effects; it reduced the amount of horizontal lifting surface at the rear of the aircraft, which helped offset a nose down trim that occurs at high speeds, and it added more vertical surface which helped improve the directional stability, which decreased at high speed.

Карет қанаты

Нонвейлердің бастапқы дизайны ұшақ тудырған соққы толқынын қанат бойындағы ағынды басқару үшін пайдаланды, соның арқасында қанат астындағы ауа мөлшерін қанат қоршауы сияқты арттырды. Осы идеяларды жетілдіру кезінде ол қанаттың алдыңғы жиегінен туындайтын соққы толқыны ұшақ астында көлденең жапырақша құра алатынын байқады. Бұл жағдайда ауа ағыны көлденең және қанат бойында ғана емес, тік бойда да тұтқындалады. Соққы толқынынан жоғарыдағы ауаның шығуы мүмкін жалғыз орын – фюзеляж аяқталатын жапырақшаның артқы бөлігі болды. Осы жапырақша мен фюзеляж арасында ауа тұтқындалғандықтан, үлкен көлемдегі ауа жиналады, бұл оның алғашқы қарапайым әдісінен әлдеқайда көп. Сонымен қатар, соққы толқынының беті ұшақтан біршама қашықта болғандықтан, жылу әсері қанаттың алдыңғы жиектерімен шектелді, фюзеляжға түсетін жылу жүктемесін азайтты. 1962 жылы Нонвейлер Глазго университетіне аэродинамика және сұйықтықтар механикасы профессоры болып келді. Сол жылы оның «Соққы толқыны теориясына дәл келетін пішіндердегі дельта қанаттары» атты еңбегі Корольдік әуе кемелер қоғамының журналында жарияланды және оған осы қоғамның алтын медалі табысталды. Бұл модель бойынша жасалған ұшақ ортасынан бөлініп, екі жағы төмен қарай бүгілген дельта қанатына ұқсайды. Артынан қарағанда ол кері V пішіміне немесе «карет» (^) пішіміне ұқсайды, мұндай конструкциялар «карет қанаттары» деп аталады. Екі-үш жылдан кейін бұл идея қысқа мерзімге ғана халық назарына түсті, себебі RAE-дегі авиалайнерлер жұмысы 90 минутта Австралияға жету мүмкіндігін көрсетті. Газеттерде жарияланған мақалалар шотланд теледидарында сұхбат беруге себеп болды. Hawker Siddeley 1960 жылдардың соңында үш сатылы ай ракетасының бөлігі ретінде карет қанатының толқынды жолағын зерттеді. Бірінші саты кеңейтілген Blue Steel негізінде, екіншісі толқынды жолақ, ал үшіншісі ядролық қуатпен жұмыс істейтін экипаждық сатыдан құралды. Бұл жұмыс 1971 жылы екі сатылы қайта пайдаланылатын ғарыш кемесін жасау үшін жалпыланды. Ұзындығы 121 фут (37 м) бірінші саты классикалық толқынды жолақ ретінде жобаланды, ал ұшыру алаңына оралу үшін ауамен тыныс алатын қозғалтқыштары болды. Жоғарғы саты көтергіш корпус ретінде жобаланды және Жердің төменгі орбитасына 8000 фунт (3,6 т) салмақты жүк тасымалдауға арналған.

Nonweiler's original design used the shock wave generated by the aircraft as a way to control spanwise flow, and thereby increase the amount of air trapped under the wing in the same way as a wing fence. While working on these concepts, he noticed that it was possible to shape the wing in such a way that the shock wave generated off its leading edge would form a horizontal sheet under the craft. In this case, the airflow would not only be trapped horizontally, spanwise, but vertically as well. The only area the air above the shock wave could escape would be out the back of the sheet where the fuselage ended. Since the air was trapped between this sheet and the fuselage, a large volume of air would be trapped, much more than the more basic approach he first developed. Furthermore, since the shock surface was held at a distance from the craft, shock heating was limited to the leading edges of the wings, lowering the thermal loads on the fuselage. In 1962 Nonweiler moved to Glasgow University to become Professor of Aerodynamics and Fluid Mechanics. That year his "Delta Wings of Shapes Amenable to Exact Shock Wave Theory" was published by the Journal of the Royal Aeronautical Society, and earned him that society's Gold Medal. A craft generated using this model looks like a delta wing that has been broken down the center and the two sides folded downward. From the rear it looks like an upside down V, or alternately, the "caret", ^, and such designs are known as "caret wings". Two to three years later the concept briefly came into the public eye, due to the airliner work at the RAE that led to the prospect of reaching Australia in 90 minutes. Newspaper articles led to an appearance on Scottish Television. Hawker Siddeley examined the caret wing waverider in the later 1960s as a part of a three stage lunar rocket design. The first stage was built on an expanded Blue Steel, the second a waverider, and the third a nuclear powered crewed stage. This work was generalized in 1971 to produce a two staged reusable spacecraft. The 121 feet (37 m) long first stage was designed as a classical waverider, with air breathing propulsion for return to the launch site. The upper stage was designed as a lifting body, and would have carried an 8000 pound (3.6 t) payload to low Earth orbit.

Конус ағыны бойынша толқынды құрылғылар

Нонвейлердің жұмысы 3D денелердің айналасындағы нақты соққы толқындарының үлгілерін түсіну және болжау қиындығына байланысты жазық 2D соққыларды зерттеуге негізделген. Гипердыбыстық ағындарды зерттеу жетілдікке жеткенде, зерттеушілер әртүрлі соққы толқыны пішіндерін пайдаланатын толқынды ұшқыштарды зерттей алды, ең қарапайымы – конус жасаған конустық соққы. Мұндай жағдайларда толқынды ұшқыш дөңгелек соққы толқынын қанаттарына бекітілгендей етіп жасалады, бірақ жалпақ беткей емес, бұл беткейдің астындағы ауа көлемін арттырады, соның салдарынан көтерілу күші артады. Қанат тәрізді ұшқыштардан айырмашылығы, конус ағысының конструкциялары қанаттарын ортасынан көлденеңге дейін, соққыға кездесетін жерде күрт төмен түсетінге дейін тегіс иіледі. Қанат тәрізді ұшқыштар сияқты, олар да соққы толқынын қанаттың алдыңғы жиегіне дұрыс бекіту үшін белгілі бір жылдамдықпен жұмыс істеуге арналған, бірақ олардан айырмашылығы, бүкіл дене пішіні әртүрлі конструкциялық жылдамдықтарда күрт өзгеруі мүмкін, кейде қанат ұштары соққы толқынына бекіту үшін жоғары қарай иіледі. Конус секцияларын одан әрі дамыту, кабиналар мен фюзеляж аймақтарын қосу нәтижесінде «оскуляциялық конус толқыны» пайда болды, ол дененің әртүрлі нүктелерінде бірнеше конус соққы толқындарын дамытады, оларды біріктіріп, бір пішіндес соққыны құрайды. Сығылудың кең ауқымды беттік ағыны толқынды ұшқыштарды көлемді бақылаумен жобалауға мүмкіндік берді.

Осы кезеңде кем дегенде бір толқынды ұшқыш Вумера ракеталық полигонында сынақтан өтті, ол әуеден ұшырылған Blue Steel зымыраның мұрнына орнатылды, ал NASA-ның Эймс зерттеу орталығының жел тоннелінде бірнеше әуе шассилері сынақтан өтті. Алайда, 1970-ші жылдары гипердыбыстық саласындағы көптеген жұмыстар тоқтатылды, соның ішінде толқынды ұшқыштар да тоқтатылды.

Вискоздық оптималданған толқындық шлангілер

Супердыбыстық және гипердыбыстық ұшудың көптеген айырмашылықтарының бірі – ұшақтың алдыңғы бөлігінен туындайтын шекаралық қабат пен соққы толқындарының өзара әрекеттесуіне байланысты. Әдетте, шекаралық қабат қанат үстіндегі ауа ағынының бағытына қарағанда өте жұқа болады және басқа аэродинамикалық әсерлерден бөлек қарастырылуы мүмкін. Алайда, жылдамдық артқан сайын және соққы толқыны ұшақтың қабырғаларына жақындағанда, екеуінің өзара әрекеттесуі басталатын сәт келеді және ағын өрісі өте күрделі болады. Осыған дейін шекаралық қабат соққы толқыны мен фюзеляж арасындағы ауамен, яғни толқынды көтеру үшін қолданылатын ауамен өзара әрекеттесе бастайды. Бұл өзара әрекеттесулердің әсерін есептеу 1980 жылдарға дейін пайда болған есептеу сұйықтық динамикасының дамуына дейін аэродинамиканың мүмкіндіктерінен тыс болды. 1981 жылы Оклахома университетінің Морис Расмуссен осы техникаларды қолдана отырып, жаңа 3D төменгі пішін туралы мақала жариялап, waverider-дің жаңа өркендеуіне бастама берді. Бұл пішіндер жоғары көтергіштікке және төмен соққыға ие. Содан бері, күрделі бағдарламалық қамтамасыз ету негізінде, одан да күрделі конустық соққыларды қолдана отырып, конусқа негіделген waverider-дің көптеген түрлері жобаланды. Бұл жұмыс 1989 жылы Мэриленд университетінде өткен Бірінші халықаралық гипердыбыстық waverider конференциясына әкелді. Бұл жаңа пішіндер, "вискоздық оптимизацияланған waverider-лер", мұрынның соққы толқынының бұрышы белгілі бір шекті бұрыштан асқанша, мысалы, Mach 6 дизайны үшін шамамен 14 градусқа дейін конустық пішіндерге ұқсас көрінеді. Соққы бұрышын мұрынды белгілі бір радиусы бар иісті пластинаға кеңейту арқылы басқаруға болады, ал радиусты азайту соққы конусы бұрышын кішірейтеді. Көлік құралын жобалау белгілі бір бұрышты таңдаудан басталады, содан кейін осы бұрышты сақтайтын дене пішіні жасалады және бұл процесс әртүрлі бұрыштар үшін қайталанады. Кез келген жылдамдық үшін бір ғана пішін ең жақсы нәтиже береді.

One of the many differences between supersonic and hypersonic flight concerns the interaction of the boundary layer and the shock waves generated from the nose of the aircraft. Normally the boundary layer is quite thin compared to the streamline of airflow over the wing, and can be considered separately from other aerodynamic effects. However, as the speed increases and the shock wave increasingly approaches the sides of the craft, there comes a point where the two start to interact and the flowfield becomes very complex. Long before that point, the boundary layer starts to interact with the air trapped between the shock wave and the fuselage, the air that is being used for lift on a waverider. Calculating the effects of these interactions was beyond the abilities of aerodynamics until the introduction of useful computational fluid dynamics starting in the 1980s. In 1981, Maurice Rasmussen at the University of Oklahoma started a waverider renaissance by publishing a paper on a new 3D underside shape using these techniques. These shapes have superior lifting performance and less drag. Since then, whole families of cone derived waveriders have been designed using more and more complex conic shocks, based on more complex software. This work eventually led to a conference in 1989, the First International Hypersonic Waverider Conference, held at the University of Maryland. These newest shapes, the "viscous optimized waveriders", look similar to conical designs as long as the angle of the shock wave on the nose is beyond some critical angle, about 14 degrees for a Mach 6 design for instance. The angle of the shock can be controlled by widening out the nose into a curved plate of specific radius, and reducing the radius produces a smaller shock cone angle. Vehicle design starts by selecting a given angle and then developing the body shape that traps that angle, then repeating this process for different angles. For any given speed, a single shape will generate the best results.

Дизайн

Қайта кіру кезінде гипердыбыстық көліктер көтермелілікті тек фюзеляждың төменгі жағынан ғана жасайды. Ауа ағынына жоғары бұрышта бұлшықталған төменгі жақ көліктің ауа ағынын төмен қарай итеру арқылы көтермелілікті тудырады. Көтермеліліктің шамасы дәстүрлі қанатқа қарағанда айтарлықтай жоғары емес, бірақ көлік жүрген қашықтықты ескере отырып, маневрлеуге жеткілікті. Көптеген қайта кіру көліктері Теодор фон Карман бастаған, дөңгелек мұрынды қайта кіру дизайнының негізінде жасалған. Ол соққы толқынының қисық беттен "ажырауы" қажет екенін, оның үлкенге айналуы үшін едәуір энергия жұмсалуын көрсетті. Бұл соққы толқынын қалыптастыруға жұмсалған энергия енді жылу ретінде қолжетімді емес, сондықтан бұл пішіндеу ғарыш кемесіндегі жылу жүктемесін айтарлықтай азайта алады. Осы дизайннан бері барлық қайта кіру құралдарының негізі жасалды, олар алғашқы ICBM жарылыс бастарының, әртүрлі NASA капсулаларының төменгі бөліктерінде және ғарыш айлағының үлкен мұрнында кездеседі. Бұл жүйе көтермеліліктің өте төмендігінен туындайды, сондықтан көлікке кіргенде маневрлеу қиынға соғады. Егер ғарыш кемесі "басқару бойынша" ұшыру нүктесіне қайта оралуға қабілетті болса, онда Жердің ғарыш кемесі ұшып бара жатқанда астында айналып жатқанына қарсы тұру үшін маневрлер қажет болады. Жердің төменгі орбитасын бір рет айналғаннан кейін, бір толық айналымды аяқтаған кезде ұшыру нүктесі ғарыш кемесінің шығысында болады. Көптеген зерттеулер дөңгелек мұрынды жүйені қанаттармен біріктіруге бағытталды, нәтижесінде АҚШ-та көтергіш дене дизайны пайда болды. Ол Armstrong Whitworth конструкциясының қанаттарының алдыңғы шеттерінен соққы толқынының бөлінуі, ұшақтың төменгі жағындағы ауаның қанаттың жоғарғы бөлігіне алдыңғы шет пен бөлінген соққы толқыны арасындағы кеңістік арқылы ағып кетуіне мүмкіндік беретінін байқады. Ауа ағынының жоғалуы көтергішті (төрттен бір бөлігіне дейін) азайтады, бұл осы мәселені қалай болдырмау және ағынды қанат астында ұстау туралы зерттеулерге әкелді. Нонвайлердің нәтижесіндегі дизайны - дельта қанаты, біраз мөлшерде теріс диэдрмен. Алдыңғы жағынан қарағанда, қанат қимасы бойынша карет символына ұқсайды, сондықтан бұл дизайнды көбінесе карет деп атайды. Заманауи 3D нұсқасы көбінесе дөңгеленген "M" әрпіне ұқсайды. Теориялық тұрғыдан алғанда, "+" немесе "×" көлденең қимасы бар жұлдыз тәрізді waverider созылуды тағы 20%-ға азайта алады. Бұл дизайнның кемшілігі - соққы толқынымен байланыстағы аумағының көп болуы, демек жылуды тарату мәселелері күшейеді. Waverider-дің мұрны және қанаттарының алдыңғы шеттері өткір болады. Төменгі соққы беті осымен жалғастырылған. Соққы бетінен ағып келетін ауа соққы мен фюзеляж арасында тұтылып, фюзеляждың артқы жағында ғана шыға алады. Өткір шеттерінің арқасында барлық көтергіштік сақталады. Ауа тығыздығы бірдей болғанда өткір шеттер дөңгеленгендерге қарағанда әлдеқайда ыстық болса да, жақсартылған көтергіштік waverider-дің қайта кіру кезінде ауа тығыздығы төмен биіктікте серуендеуіне мүмкіндік береді. Әуе кемесіне қолданылатын жылудың реті бойынша әртүрлі ғарыш кемелерін тізімдейтін тізімде капсулалар жоғарыда (өте жоғары жылу жүктемелерімен тез кіреді), waverider-лер төменде (өте биік биіктікте ұзақ серуендеу профильдері), ал ғарыш айлағы олардың арасында болады. Қарапайым waverider-лердің конструкциялық проблемалары бар. Біріншіден, белгілі бір Мах санында ғана жұмыс істейтін дизайн, ал көтергіштің мөлшері көлік жылдамдығы өзгерген сайын күрт өзгереді. Тағы бір мәселе, waverider сәулеленумен салқындауға тәуелді, бұл көлік құралының көп уақытын өте биік биіктікте өткізетіндігіне байланысты. Алайда, бұл биіктіктерде ауаның жұқалығында қажетті көтергіштікті жасау үшін өте үлкен қанат қажет, ал сол қанат төменгі биіктіктерде және жылдамдықтарда өте ауыр болуы мүмкін. Осы проблемалардың салдарынан, олар әуе жүктәрін тасымалдауға жеткілікті тиімді ұзақ аралықтағы гипердыбыстық көліктерді жасауға қабілетті болса да, практикалық аэродинамикалық дизайнерлердің ықыласына ие болған жоқ. Кейбір зерттеушілер бұл проблемаларды жеңетін конструкциялар бар деп дау туғызады. Көп жылдамдықты waverider-дің бір үміткері - әртүрлі шабуыл бұрыштарында жұмыс істейтін "карет қанаты". Карет қанаты - бойлық конустық немесе үшбұрышты ойықтары бар дельта қанаты. Ол қағаз ұшаққа немесе рогалло қанатына ұқсайды. Дұрыс шабуыл бұрышы жоғары Мах сандарымен бірге дәлірек болуы керек, бірақ бұл теориялық тұрғыдан шешілетін басқару мәселесі. Қанаттың құрылымы тығыз тордан жасалса, оның тиімділігі артады, себебі ол созылуды азайтады, көтергіштікті сақтайды. Мұндай қанаттар әртүрлі сұйықтықтарда әртүрлі Мах сандарымен жұмыс істеудің ерекше қабілетіне ие деп айтылады. Температура мәселесі транспирленетін бет, экзотикалық материалдар және мүмкін жылу құбырларының комбинациясымен шешіледі. Транспирленетін бетте, су сияқты салқындатқыштың шағын мөлшері ұшақтың қабығындағы кішкентай тесіктер арқылы сорылады (транспирация және терлеу қараңыз). Бұл дизайн Mach 25 ғарыш кемесінің қалқандары үшін жұмыс істейді, сондықтан салқындатқыштың салмағын көтере алатын кез келген ұшақ үшін де жұмыс істеуі керек. Көміртекті-көміртекті композит сияқты экзотикалық материалдар жылуды өткізбейді, бірақ оған төтеп береді, бірақ олар көбінесе сынғыш болады. Жылу құбырлары қазіргі уақытта кеңінен қолданылмайды. Дәстүрлі жылу алмастырғыш сияқты, олар көптеген қатты материалдарға қарағанда жақсы жылу өткізеді, бірақ термосифон сияқты пассивті түрде сорылады. Boeing X-51A сыртқы жылуды вольфрамнан жасалған мұрындық және ғарыш айлағы стиліндегі жылу қалқан плиткаларымен шешеді. Ішкі (қозғалтқыш) жылу JP-7 жанар майын жағу алдында салқындатқыш ретінде пайдаланылатын арқылы сіңіріледі. ICBM қайта кіру көліктерінің рульдік жапырақшаларында 1970 жылдан бері қолданылып келетін SHARP материалдары (әдетте цирконий дибориді және гафний дибориді) сияқты жоғары температуралы материалдар гипердыбыстық көліктерде қолдануға ұсынылған. Олар 100000 фут (30480 м) биіктікте Mach 11 ұшуға және теңіз деңгейінде Mach 7 ұшуға мүмкіндік береді деп айтылады. Бұл материалдар ғарыш айлағы мұрнында және алдыңғы шеттерінде қолданылатын күшейтілген көміртекті композиттен (RCC) құрылымдық жағынан мықтырақ, жоғары сәулелену және температураға төзімділік қасиеттеріне ие және RCC-ге жабынмен қорғалуы қажет болатын тотығу мәселелерінен зардап көрмейді.

During re entry, hypersonic vehicles generate lift only from the underside of the fuselage. The underside, which is inclined to the flow at a high angle of attack, creates lift in reaction to the vehicle wedging the airflow downwards. The amount of lift is not particularly high, compared to a traditional wing, but more than enough to maneuver given the amount of distance the vehicle covers. Most re entry vehicles have been based on the blunt nose reentry design pioneered by Theodore von Kármán. He demonstrated that a shock wave is forced to "detach" from a curved surface, forced out into a larger configuration that requires considerable energy to form. Energy expended in forming this shock wave is no longer available as heat, so this shaping can dramatically reduce the heat load on the spacecraft. Such a design has been the basis for almost every re entry vehicle since, found on the blunt noses of the early ICBM warheads, the bottoms of the various NASA capsules, and the large nose of the Space Shuttle. The problem with the blunt nose system is that the resulting design creates very little lift, meaning the vehicle has problems maneuvering during re entry. If the spacecraft is meant to be able to return to its point of launch "on command", then some sort of maneuvering will be required to counteract the fact that the Earth is turning under the spacecraft as it flies. After a single low Earth orbit, the launching point will be over to the east of the spacecraft by the time it has completed one full orbit. A considerable amount of research was dedicated to combining the blunt nose system with wings, leading to the development of the lifting body designs in the U. S.

It was while working on one such design that Nonweiler developed the waverider. He noticed that the detachment of the shock wave over the blunt leading edges of the wings of the Armstrong Whitworth design would allow the air on the bottom of the craft to flow spanwise and escape to the upper part of the wing through the gap between the leading edge and the detached shock wave. This loss of airflow reduced (by up to a quarter) the lift being generated by the waverider, which led to studies on how to avoid this problem and keep the flow trapped under the wing. Nonweiler's resulting design is a delta wing with some amount of negative dihedral — the wings are bent down from the fuselage towards the tips. When viewed from the front, the wing resembles a caret symbol in cross section, and these designs are often referred to as carets. The more modern 3D version typically looks like a rounded letter 'M'. Theoretically, a star shaped waverider with a frontal cross section of a "+" or "×" could reduce drag by another 20%. The disadvantage of this design is that it has more area in contact with the shock wave and therefore has more pronounced heat dissipation problems. Waveriders generally have sharp noses and sharp leading edges on their wings. The underside shock surface remains attached to this. Air flowing in through the shock surface is trapped between the shock and the fuselage, and can only escape at the rear of the fuselage. With sharp edges, all the lift is retained. Even though sharp edges get much hotter than rounded ones at the same air density, the improved lift means that waveriders can glide on re entry at much higher altitudes where the air density is lower. A list ranking various space vehicles in order of heating applied to the airframe would have capsules at the top (re entering quickly with very high heating loads), waveriders at the bottom (extremely long gliding profiles at high altitude), and the Space Shuttle somewhere in the middle. Simple waveriders have substantial design problems. First, the obvious designs only work at a particular Mach number, and the amount of lift captured will change dramatically as the vehicle changes speed. Another problem is that the waverider depends on radiative cooling, possible as long as the vehicle spends most of its time at very high altitudes. However these altitudes also demand a very large wing to generate the needed lift in the thin air, and that same wing can become rather unwieldy at lower altitudes and speeds. Because of these problems, waveriders have not found favor with practical aerodynamic designers, despite the fact that they might make long distance hypersonic vehicles efficient enough to carry air freight. Some researchers controversially claim that there are designs that overcome these problems. One candidate for a multi speed waverider is a "caret wing", operated at different angles of attack. A caret wing is a delta wing with longitudinal conical or triangular slots or strakes. It strongly resembles a paper airplane or rogallo wing. The correct angle of attack would become increasingly precise at higher Mach numbers, but this is a control problem that is theoretically solvable. The wing is said to perform even better if it can be constructed of tight mesh, because that reduces its drag, while maintaining lift. Such wings are said to have the unusual attribute of operating at a wide range of Mach numbers in different fluids with a wide range of Reynolds numbers. The temperature problem can be solved with some combination of a transpiring surface, exotic materials, and possibly heat pipes. In a transpiring surface, small amounts of a coolant such as water are pumped through small holes in the aircraft's skin (see transpiration and perspiration). This design works for Mach 25 spacecraft re entry shields, and therefore should work for any aircraft that can carry the weight of the coolant. Exotic materials such as carbon carbon composite do not conduct heat but endure it, but they tend to be brittle. Heatpipes are not widely used at present. Like a conventional heat exchanger, they conduct heat better than most solid materials, but like a thermosiphon are passively pumped. The Boeing X 51A deals with external heating through the use of a tungsten nosecone and space shuttle style heat shield tiles on its belly. Internal (engine) heating is absorbed by using the JP 7 fuel as a coolant prior to combustion. Other high temperature materials, referred to as SHARP materials (typically zirconium diboride and hafnium diboride) have been used on steering vanes for ICBM reentry vehicles since the 1970s, and are proposed for use on hypersonic vehicles. They are said to permit Mach 11 flight at 100000 feet (30480 m) altitudes and Mach 7 flight at sea level. These materials are more structurally rugged than the Reinforced Carbon Composite (RCC) used on the space shuttle nose and leading edges, have higher radiative and temperature tolerance properties, and do not suffer from oxidation issues that RCC needs to be protected against with coatings.

Жер бетінің материалы

Бейжіңдегі Қытай аэроғарыш аэродинамика академиясының (CAAA) ғалымдары әзірлеген, толқынға мініп жүретін және гипердыбыстық (Мах 5 – 10) көлік құралдары үшін арналған беткі материал 2023 жылы сынақтан өтті. RTX корпорациясы ұсынған балама нұсқада, АҚШ Әуе күштерінің FA8650-20-C-7001 нөмірімен жабдықталған шарт бойынша қолдау көрсетілген жұмыс аясында жасалған, ылғалды шығаратын мембрана қолданылады.