Dificultades técnicas de los vehículos hipersónicos

El motor a reacción suele constar de entrada, compresor, cámara de combustión, turbina y boquilla. Algunos motores militares tienen un postquemador entre la turbina y la boquilla de escape. Los motores a reacción son motores térmicos y el principio de realización del trabajo es el mismo: la energía se introduce a alta presión y la energía se libera a baja presión. Cuando está en funcionamiento, el motor primero inhala aire de la entrada de aire. Este proceso no se trata simplemente de abrir una entrada de aire, porque la velocidad de vuelo es variable y el compresor tiene requisitos estrictos sobre la velocidad de entrada de aire, por lo que la entrada de aire debe poder controlar la velocidad de entrada de aire dentro de un rango apropiado. Como su nombre indica, el compresor se utiliza para aumentar la presión del aire aspirado. El compresor tiene principalmente la forma de aspas de ventilador. La rotación de las aspas actúa sobre el flujo de aire, aumentando la presión y la temperatura del flujo de aire. Luego, el flujo de aire a alta presión ingresa a la cámara de combustión. La boquilla de combustible en la cámara de combustión inyecta aceite. El aceite se mezcla con aire y se enciende para producir gas a alta temperatura y alta presión, que se descarga hacia atrás. El gas a alta temperatura y alta presión regresa a través de la turbina de alta temperatura, y parte de la energía interna se expande en la turbina y se convierte en energía mecánica para hacer girar la turbina. Debido a que la turbina de alta temperatura está instalada en el mismo eje que el compresor, también hace que el compresor gire, comprimiendo así repetidamente el aire inhalado. El gas de alta temperatura y alta presión que fluye desde la turbina de alta temperatura continúa expandiéndose en la boquilla de cola y se descarga hacia atrás desde la boquilla de cola a alta velocidad. Esta velocidad es mucho mayor que la velocidad a la que el flujo de aire ingresa al motor, lo que produce un empuje inverso en el motor e impulsa la aeronave hacia adelante.

Motor estatorreactor de combustión supersónica

Un motor estatorreactor es un motor que respira aire y utiliza el oxígeno de la atmósfera como todo o parte del oxidante para reaccionar con el combustible que transporta. A diferencia de los motores aeronáuticos sobrealimentados por compresor, utiliza ondas de choque generadas por componentes estructurales para comprimir el flujo de aire de alta velocidad para lograr la desaceleración y la sobrealimentación del flujo de aire. La estructura general es relativamente simple. Su principio de funcionamiento es: primero, el flujo de aire de alta velocidad se desacelera y se presuriza a través de la entrada de aire, y el aire reacciona con el combustible en la cámara de combustión, convirtiendo la energía química en energía interna del gas mediante la combustión. Finalmente, el gas se expande y acelera a través de la boquilla y se descarga a la atmósfera. En este momento, la velocidad del gas en la salida de la boquilla es mayor que la velocidad del gas en la entrada, por lo que se genera un empuje hacia adelante.

El motor scramjet se compone principalmente de una entrada, una sección de aislamiento, una cámara de combustión y una boquilla de cola. Entre ellos, la función principal de la entrada es capturar suficiente aire y comprimirlo mediante una serie de ondas de choque, proporcionando así un cierto flujo, temperatura y presión a la cámara de combustión, lo cual es beneficioso para la organización de la combustión. La sección de aislamiento es un canal recto entre el conducto de admisión y la cámara de combustión. Su función es eliminar el impacto de las fluctuaciones de presión de la cámara de combustión en el conducto de admisión y lograr una buena combinación entre el conducto de admisión y la cámara de combustión en diferentes condiciones de trabajo. Cuando la presión de la cámara de combustión aumenta después del encendido, se generará una serie de ondas de choque en la sección de aislamiento, y la longitud y posición de las ondas de choque cambiarán con los cambios en la contrapresión de la cámara de combustión. Cuando la longitud de la sección de aislamiento es suficiente, las fluctuaciones de presión en la cámara de combustión no afectarán el puerto de admisión. La cámara de combustión es donde se inyecta y quema el combustible, y el combustible se puede inyectar desde las paredes, puntales o varillas de inyección de combustible en un motor scramjet. El porta llama en un scramjet es diferente del porta llama en un scramjet. No puede utilizar estabilizadores de llama intrusivos, como ranuras en "V", ya que introducirían una resistencia significativa. Por lo tanto, la cavidad se usa actualmente comúnmente como estabilizador de llama, y ​​la boquilla de cola es donde el flujo de aire se expande para generar empuje. Otra dificultad encontrada en el desarrollo de vehículos hipersónicos es el calentamiento aerodinámico, llamado barreras térmicas. Principalmente debido a la onda de choque y la viscosidad de la aeronave durante el vuelo, la temperatura del aire circundante aumenta bruscamente, formando un ambiente de calentamiento aerodinámico intenso, que es insoportable para las estructuras de aeronaves comunes. Para superar la barrera térmica, los investigadores científicos primero diseñaron cuidadosamente la trayectoria de vuelo y la forma aerodinámica de la aeronave para reducir la tasa de calentamiento aerodinámico, es decir, el flujo de calor, ingresando a la aeronave tanto como sea posible sin afectar o afectar el rendimiento de el avión.

El principal medio para superar la barrera térmica es proteger la aeronave del calor. Según el mecanismo de protección térmica, los métodos de protección térmica incluyen: protección del disipador de calor; protección contra el calor radiante; refrigeración por sudor y protección contra el calor por ablación;

La protección térmica del disipador de calor utiliza principalmente la capacidad calorífica del material para absorber el calor. Todos los materiales tienen capacidad calorífica, pero tienen requisitos especiales cuando se utilizan como materiales resistentes al calor. En primer lugar, debe tener un gran calor específico, de modo que el material por unidad de masa pueda absorber más calor; en segundo lugar, debe tener una alta conductividad térmica. Sólo de esta manera la diferencia de temperatura del material del disipador de calor no será demasiado grande. De lo contrario, la superficie de calentamiento está cerca o alcanza la temperatura de destrucción del material, y las temperaturas restantes aún son bajas, y el potencial del material para una gran capacidad calorífica no se puede utilizar por completo.

Dado que la temperatura de falla de los materiales del disipador de calor generalmente no es muy alta, por ejemplo, el punto de fusión del cobre es 1357 K, para absorber una gran cantidad de calor, es necesario aumentar considerablemente la masa del material del disipador de calor, formando un sistema de protección térmica relativamente voluminoso.

La protección contra el calor radiante utiliza principalmente las características de radiación de los materiales. Irradia calor aerodinámico a su superficie. Dado que el flujo de calor radiante es proporcional a la cuarta potencia de la temperatura de la superficie, el material resistente a la radiación seleccionado no solo debe tener altas características de radiación, sino también una baja conductividad térmica y resistencia a altas temperaturas.

El enfriamiento del sudor y la protección contra el calor logran el propósito de protección contra el calor al exudar líquido de la superficie porosa. Se basa principalmente en el mecanismo de efecto de bloqueo térmico o efecto de expulsión de material para evitar el calor. El principio básico es que cuando se inyecta fluido en la capa límite de gas en la superficie de la aeronave, la estructura de la capa límite cambia, el espesor aumenta y el gradiente de temperatura disminuye, reduciendo así la transferencia de calor por convección hacia la aeronave. La ventaja de utilizar refrigeración por sudor para la protección térmica de las aeronaves es que la forma aerodinámica no cambia durante el vuelo y también puede adaptarse a los requisitos de protección térmica de diferentes flujos de calor controlando la fuga de fluido. El enfriamiento de la película de aire y la protección térmica dependen del líquido o gas que se expulsa desde pequeños orificios en la superficie de la aeronave para formar una fina película líquida o una película de aire en la superficie para aislar la superficie de la aeronave de los gases de alta temperatura. Luego, el líquido se evapora. y absorbe calor, y el gas inyectado en la capa límite, crea un efecto de barrera térmica y reduce la transferencia de calor por convección hacia el avión. Los escudos térmicos de enfriamiento de película son similares a los escudos térmicos de enfriamiento diaforético descritos anteriormente. Mucha gente lo atribuye a la sudoración, el enfriamiento y la protección contra el calor.

La protección contra el calor ablativo protege la capa interior quemando la capa exterior. La protección térmica ablativa se utiliza ampliamente debido a su eficacia, confiabilidad, adaptabilidad, peso ligero, proceso simple y fácil manejo y almacenamiento. La ablación se utiliza para la protección térmica de ojivas de misiles balísticos de mediano y largo alcance, satélites retornables, naves espaciales, módulos de retorno lunar, puntas de transbordadores espaciales y bordes de ataque de colas de alas. Después de décadas de investigación, pruebas y aplicaciones prácticas, se ha desarrollado una variedad de materiales ablativos para diferentes usos en aeronaves o para diferentes partes de aeronaves. La protección térmica ablativa es actualmente el método más exitoso para la protección térmica de aeronaves hipersónicas. Las principales desventajas de la protección térmica ablativa son el uso único y los cambios de forma aerodinámicos causados ​​por la ablación. Esto último afectará la estabilidad, la precisión del aterrizaje y las maniobras de reentrada de la nave espacial de reentrada, así como la sustentación, la resistencia, la estabilidad y la maniobrabilidad del vehículo de crucero.