Гиперзвуковые летательные аппараты: конструкция "волнолет"

Введение

Проектирование гиперзвуковых летательных аппаратов

Waverider – это конструкция гиперзвукового летательного аппарата, повышающая его сверхзвуковое отношение подъёмной силы к сопротивлению за счёт использования ударных волн, генерируемых самим полётом, в качестве несущей поверхности, явление, известное как компрессионный подъём. Waverider остаётся хорошо изученной конструкцией для высокоскоростных летательных аппаратов в гиперзвуковом диапазоне скоростей Mach 5 и выше, хотя ни одна такая конструкция пока не была запущена в серийное производство. Демонстрационный самолёт Boeing X-51 с прямоточным воздушно-реактивным двигателем испытывался с 2010 по 2013 год. В ходе своего последнего испытательного полёта он достиг скорости .

Ранние работы

Концепция waverider была впервые разработана Теренсом Нонвейлером из Королевского университета Белфаста и впервые описана в печати в 1951 году как аппарат для возвращения в атмосферу. Она представляла собой дельтавидную платформу с низкой крыловой нагрузкой, обеспечивающей значительную площадь поверхности для рассеивания тепла при возвращении в атмосферу. В то время Нонвейлер был вынужден использовать сильно упрощенную 2D-модель обтекания самолета, которая, как он понимал, не будет точной из-за поперечного потока вдоль крыла. Однако он также заметил, что этот поток будет останавливаться ударной волной, генерируемой самолетом, и что если расположить крыло так, чтобы намеренно приблизиться к ударной волне, поперечный поток будет захватываться под крылом, повышая давление и, следовательно, увеличивая подъемную силу. В 1950-х годах британцы начали космическую программу, основанную на ракете Blue Streak, которая в какой-то момент должна была включать пилотируемый аппарат. Компания Armstrong Whitworth получила контракт на разработку аппарата для возвращения в атмосферу и, в отличие от космической программы США, решила придерживаться крылатого аппарата вместо баллистической капсулы. В период с 1957 по 1959 год они заключили контракт с Нонвейлером на дальнейшую разработку его концепций. Результатом стала пирамидальная конструкция с плоским днищем и короткими крыльями. Тепло отводилось через крылья к верхним охлаждаемым поверхностям, где рассеивалось в турбулентный воздух над крылом. В 1960 году работы над Blue Streak были прекращены, поскольку ракета считалась устаревшей до начала эксплуатации. Затем работы были перенесены в Королевский авиационный институт (RAE), где они продолжились в виде исследовательской программы по созданию высокоскоростных (Мах 4–7) гражданских авиалайнеров. Эти работы были изучены инженерами North American Aviation в ходе ранних проектных исследований, которые привели к созданию бомбардировщика XB-70. Они перепроектировали оригинальное "классическое" дельтавидное крыло, добавив опущенные законцовки крыла для механического захвата ударных волн, вместо использования ударного конуса, образующегося в передней части самолета. Этот механизм также имел два дополнительных положительных эффекта: он уменьшил площадь горизонтальной подъемной поверхности в задней части самолета, что помогло компенсировать клевок носа, возникающий на высоких скоростях, и увеличил вертикальную площадь, что улучшило путевую устойчивость, которая снижается на высоких скоростях.

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.

Каретный крыла

Первоначальная конструкция Нонвейлера использовала ударную волну, генерируемую самолетом, для управления потоком вдоль размаха крыла, тем самым увеличивая количество воздуха, захватываемого под крылом, подобно крыльевому забору. Работая над этими концепциями, он заметил, что можно придать крылу форму, при которой ударная волна, образующаяся на его передней кромке, сформирует горизонтальный слой под аппаратом. В этом случае воздушный поток будет захватываться не только горизонтально, вдоль размаха, но и вертикально. Единственным местом, где воздух над ударной волной мог бы вырваться, была бы задняя часть этого слоя, в месте окончания фюзеляжа. Поскольку воздух был заперт между этим слоем и фюзеляжем, захватывался бы большой объем воздуха – значительно больший, чем при более простом подходе, который он разработал изначально. Кроме того, поскольку ударная поверхность удерживалась на расстоянии от аппарата, ударный нагрев ограничивался передними кромками крыльев, что снижало тепловые нагрузки на фюзеляж. В 1962 году Нонвейлер перешел в Университет Глазго на должность профессора аэродинамики и механики жидкости. В том же году его работа "Дельта-крылья форм, допускающих точную теорию ударных волн" была опубликована в журнале Королевского авиационного общества и принесла ему золотую медаль этого общества. Аппарат, созданный по этой модели, выглядит как дельта-крыло, разрезанное по центру, с опущенными вниз обеими сторонами. Сзади он напоминает перевернутую букву V или, альтернативно, символ "карет" (^), и такие конструкции известны как "крылья-кареты". Через два-три года эта концепция ненадолго привлекла внимание общественности благодаря работам в RAE над авиалайнером, которые открывали перспективу достижения Австралии за 90 минут. Публикации в газетах привели к появлению на шотландском телевидении. Компания Hawker Siddeley изучала крыло-ваверрайдер типа "карет" в конце 1960-х годов в рамках проекта трехступенчатой лунной ракеты. Первая ступень строилась на базе модернизированной Blue Steel, вторая – как ваверрайдер, а третья – как пилотируемая ядерная ступень. В 1971 году эта работа была обобщена для создания двухступенчатого многоразового космического корабля. Первая ступень длиной 37 метров была спроектирована как классический ваверрайдер с воздушно-реактивным двигателем для возвращения на стартовую площадку. Верхняя ступень была разработана как подъемный корпус и должна была выводить на низкую околоземную орбиту полезную нагрузку весом 3,6 тонны (8000 фунтов).

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.

Конные волновые двигатели

Работа Нонвейлера основывалась на исследованиях плоских 2D-ударных волн из-за сложности понимания и прогнозирования реальных картин ударных волн вокруг 3D-тел. По мере развития исследований гиперзвуковых течений, исследователи смогли изучать конструкции волноводов, использующие различные формы ударных волн, самой простой из которых является коническая ударная волна, генерируемая конусом. В этих случаях волновод проектируется так, чтобы закругленная ударная волна оставалась прикрепленной к его крыльям, а не плоской, что увеличивает объем воздуха, захваченного под поверхностью, и, следовательно, увеличивает подъемную силу. В отличие от крыла «каре», конструкции на основе конических течений плавно изгибаются, от почти горизонтального положения в центре до сильно опущенных концов в месте соприкосновения с ударной волной. Как и крыло «каре», они должны быть спроектированы для работы на определенной скорости, чтобы правильно прикрепить ударную волну к передней кромке крыла, но, в отличие от него, форма всего корпуса может значительно изменяться при различных расчетных скоростях, а иногда имеют законцовки крыльев, изогнутые вверх для прикрепления к ударной волне. Дальнейшее развитие конических секций, с добавлением фонарей кабины и фюзеляжных элементов, привело к созданию «волновода с оскулирующими конусами», который генерирует несколько конических ударных волн в разных точках корпуса, объединяя их в единую сформированную ударную волну. Расширение до более широкого диапазона течений на поверхностях сжатия позволило разработать волноводы с управлением объемом. В этот период как минимум один волновод был испытан на ракетном полигоне Вумера, установленный на носовой части ракеты Blue Steel, а ряд фюзеляжей – в аэродинамической трубе Исследовательского центра NASA в Эймсе. Однако в 1970-х годах большая часть работ в области гиперзвука была прекращена, и вместе с ними – исследования волноводов.

Вискозные оптимизированные волновые проводники

Одно из многих различий между сверхзвуковым и гиперзвуковым полетом заключается во взаимодействии пограничного слоя и ударных волн, генерируемых носовой частью летательного аппарата. Обычно пограничный слой достаточно тонкий по сравнению с линией обтекания воздушного потока над крылом и может рассматриваться отдельно от других аэродинамических эффектов. Однако, с увеличением скорости и по мере приближения ударной волны к боковым поверхностям аппарата, наступает момент, когда они начинают взаимодействовать, и картина течения становится очень сложной. Задолго до этого момента пограничный слой начинает взаимодействовать с воздухом, зажатым между ударной волной и фюзеляжем – воздухом, который используется для создания подъемной силы на волнолете. Расчет эффектов этих взаимодействий был невозможен в рамках классической аэродинамики до появления эффективных методов вычислительной гидродинамики, начиная с 1980-х годов. В 1981 году Морис Расмуссен из Университета Оклахомы положил начало новому этапу развития волнолетов, опубликовав статью о новой трехмерной форме нижней поверхности, разработанной с использованием этих методов. Эти формы обладают улучшенными характеристиками подъемной силы и меньшим сопротивлением. С тех пор были разработаны целые семейства волнолетов, полученных на основе конусов, с использованием все более сложных конических ударных волн и более совершенного программного обеспечения. Эта работа в конечном итоге привела к проведению конференции в 1989 году – Первой международной конференции по гиперзвуковым волнолетам, состоявшейся в Университете Мэриленда. Эти новейшие формы, получившие название "волнолеты, оптимизированные с учетом вязкости", выглядят аналогично коническим конструкциям, пока угол ударной волны на носовой части превышает определенный критический угол – например, около 14 градусов для конструкции, рассчитанной на скорость Маха 6. Угол ударной волны можно регулировать, расширяя носовую часть в изогнутую пластину определенного радиуса, а уменьшение радиуса приводит к уменьшению угла конуса ударной волны. Проектирование аппарата начинается с выбора заданного угла, затем разрабатывается форма корпуса, обеспечивающая удержание этого угла, и этот процесс повторяется для различных углов. Для каждой конкретной скорости одна форма будет обеспечивать наилучшие результаты.

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

При повторном входе в атмосферу гиперзвуковые аппараты создают подъемную силу только нижней частью фюзеляжа. Нижняя поверхность, наклоненная к потоку под большим углом атаки, создает подъемную силу, отклоняя воздушный поток вниз. Величина подъемной силы относительно невелика по сравнению с традиционным крылом, но вполне достаточна для маневрирования, учитывая расстояние, которое преодолевает аппарат. Большинство аппаратов для повторного входа в атмосферу основаны на конструкции с тупым носом, впервые разработанной Теодором фон Кармáном. Он показал, что ударная волна вынуждена "отрываться" от изогнутой поверхности, расширяясь и требуя значительных затрат энергии на свое формирование. Энергия, затраченная на формирование этой ударной волны, больше не доступна в виде тепла, что позволяет существенно снизить тепловую нагрузку на космический аппарат. Эта конструкция легла в основу практически всех аппаратов для повторного входа, включая тупые носы ранних боеголовок МБР, нижние части различных космических капсул NASA и большой нос космического шаттла. Проблема тупоносой конструкции заключается в том, что она создает очень небольшую подъемную силу, что затрудняет маневрирование при повторном входе. Если космический аппарат должен возвращаться в точку запуска "по команде", потребуется маневрирование для компенсации вращения Земли под аппаратом во время полета. После одного оборота по низкой околоземной орбите точка запуска окажется восточнее аппарата к моменту завершения оборота. Значительные исследования были посвящены объединению тупоносой конструкции с крыльями, что привело к разработке аппаратов подъемного типа в США. Именно при работе над одной из таких конструкций Нонвайлер разработал концепцию волновой направляющей (waverider). Он заметил, что отрыв ударной волны от тупых передних кромок крыла конструкции Armstrong Whitworth позволит воздуху под аппаратом течь вдоль размаха крыла и выходить в верхнюю часть через зазор между передней кромкой и отрывной ударной волной. Эта потеря воздушного потока уменьшала подъемную силу, создаваемую волновой направляющей (до 25%), что привело к исследованиям по предотвращению этой проблемы и удержанию потока под крылом. В результате Нонвайлер разработал дельта-крыло с некоторым отрицательным углом V – крылья отклонены вниз от фюзеляжа к законцовкам. В поперечном сечении крыло напоминает знак карета (caret), и такие конструкции часто так и называют. Более современная трехмерная версия обычно выглядит как округленная буква "M". Теоретически, волновой направляющей звездообразной формы с фронтальным сечением в виде "+" или "×" можно снизить сопротивление еще на 20%. Недостатком такой конструкции является большая площадь контакта с ударной волной и, как следствие, более серьезные проблемы с теплоотводом. Волновые направляющие обычно имеют острые носы и острые передние кромки крыльев. Ударная волна остается прикрепленной к нижней поверхности. Воздух, поступающий через ударную волну, задерживается между ударной волной и фюзеляжем и может выходить только в задней части фюзеляжа. Острые кромки позволяют сохранить всю подъемную силу. Несмотря на то, что острые кромки нагреваются сильнее округлых при одинаковой плотности воздуха, увеличение подъемной силы позволяет волновым направляющим планировать при повторном входе на гораздо больших высотах, где плотность воздуха ниже. В рейтинге космических аппаратов по степени нагрева корпуса капсулы окажутся на первом месте (быстрый вход с высокой тепловой нагрузкой), волновые направляющие – на последнем (чрезвычайно продолжительный планирующий полет на большой высоте), а космический шаттл – где-то посередине. Простые волновые направляющие имеют существенные конструктивные недостатки. Во-первых, оптимальные конструкции работают только при определенном числе Маха, а величина создаваемой подъемной силы резко меняется при изменении скорости аппарата. Другая проблема заключается в том, что волновые направляющие зависят от радиационного охлаждения, которое возможно, пока аппарат большую часть времени проводит на очень больших высотах. Однако эти высоты требуют большого размаха крыла для создания необходимой подъемной силы в разреженном воздухе, а такое крыло может оказаться громоздким на меньших высотах и скоростях. Из-за этих проблем волновые направляющие не получили широкого распространения у практических аэродинамиков, несмотря на то, что они могут сделать гиперзвуковые аппараты большой дальности достаточно эффективными для перевозки воздушных грузов. Некоторые исследователи утверждают, что существуют конструкции, решающие эти проблемы. Одним из кандидатов на многоскоростную волновую направляющую является "крыло карета", работающее под разными углами атаки. Крыло карета – это дельта-крыло с продольными коническими или треугольными прорезями или килями. Оно сильно напоминает бумажный самолетик или крыло рогалло. Оптимальный угол атаки будет становиться все более точным при увеличении числа Маха, но это теоретически решаемая задача управления. Считается, что такое крыло работает еще лучше, если оно выполнено из плотной сетки, поскольку это снижает сопротивление, сохраняя при этом подъемную силу. Говорят, что такие крылья обладают уникальной способностью работать в широком диапазоне чисел Маха в различных жидкостях с широким диапазоном чисел Рейнольдса. Проблему температуры можно решить с помощью комбинации проницаемой поверхности, экзотических материалов и, возможно, тепловых трубок. В проницаемой поверхности небольшое количество охлаждающей жидкости, например воды, подается через небольшие отверстия в обшивке аппарата (см. транспирацию и перспирацию). Эта конструкция работает для тепловых щитов космических аппаратов при числе Маха 25 и, следовательно, должна работать для любого аппарата, способного нести вес охлаждающей жидкости. Экзотические материалы, такие как углерод-углеродный композит, не проводят тепло, но выдерживают его, однако они склонны к хрупкости. Тепловые трубки в настоящее время не получили широкого распространения. Как и обычные теплообменники, они лучше проводят тепло, чем большинство твердых материалов, но, как и термосифоны, работают пассивно. Boeing X-51A решает проблему внешнего нагрева за счет использования тугоплавкого носового конуса из вольфрама и теплозащитных плиток типа шаттловского на нижней поверхности. Внутренний (двигательный) нагрев поглощается за счет использования топлива JP-7 в качестве охлаждающей жидкости перед сгоранием. Другие высокотемпературные материалы, известные как материалы SHARP (обычно диборид циркония и диборид гафния), используются в рулях управления аппаратов для повторного входа МБР с 1970-х годов и предлагаются для использования в гиперзвуковых аппаратах. Говорят, что они обеспечивают полет на скорости Маха 11 на высоте 30480 м и полет на скорости Маха 7 на уровне моря. Эти материалы более прочны, чем углерод-углеродный композит, используемый на носу и передних кромках крыла шаттла, обладают более высокими характеристиками радиационной и температурной стойкости и не подвержены окислению, от которого RCC необходимо защищать покрытиями.

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.

Поверхностный материал

В 2023 году был испытан поверхностный материал для летательных аппаратов типа "вейвридер" и гиперзвуковых (Мах 5 – 10), разработанный учеными Китайской академии аэрокосмической аэродинамики (CAAA) в Пекине. Альтернативная разработка корпорации RTX использует проницаемую мембрану, созданную в рамках работ, финансируемых Военно-воздушными силами США по контракту № FA8650-20-C-7001.