单级入轨运输的superlon空天飞行器

单级入轨运输的superlon空天飞行器

+粒子质量吸运系统digitalbskyl是一个单级入轨管理系统。它可以像传统的飞机一样从机场跑道上飞，并在传输负荷后以相同的方式返回。它代表了一种独特的技术挑战,其设计目标是获得一种可以进入商业化研发和运作的系统,因此,它必须具备如下几个方面的特点:1)可重复使用性;2)单级入轨;3)无人驾驶;4)终止飞行的能力;5)操作简便;6)可再入大气层;7)对环境影响小。此外,Skylon还必须保持足够低的总质量以及足够高的发动机效率,以携带一定的载荷进入轨道。Skylon在初始上升阶段采用吸气式工作模式以提高发动机的比冲,加速到Ma=5.5以及25km的高度后,发动机切换到纯火箭模式以达到入轨高度,以此降低对质量比的要求。这就产生了非常重要的差别:纯火箭需要达到相当于约9200m/s的速度(7700m/s的轨道速度和1500m/s的各种轨道损耗),而吸气式为大约1500m/s的轨道速度和1200m/s的轨道损耗,因此,纯火箭阶段仅需要提供6500m/s速度,这也使最小质量比从0.13增加到了0.21。即使用额外的发动机质量满足吸气式工作模式的需求,这也是一种更为可行的目标。目前,Skylon空天飞行器所采用的吸气式发动机技术以及结构技术仍面临着挑战,这些技术都有待验证。1整体结构设计及发动机Skylon空天飞行器源自于英国航空航天研究所的霍托尔(HOTOL)项目(如图2所示)以及它所采用的罗罗公司的RB545发动机项目,对这两个项目共同研究了25年,进行了大量的基础性研究工作。尽管Skylon的设计方案基于HOTOL飞行器,但Skylon方案吸取了HOTOL项目中的教训,在整体结构、机体以及发动机上均有显著的变化。整体结构上,将发动机移至翼尖以解决HOTOL的平衡问题。机体从半硬壳式结构氢燃料箱改变为复合材料桁架结构和悬挂式非结构式燃料箱以及气动外壳。发动机改用Sabre方案,较RB545更复杂,吸气性能更佳(增加了氦回路将氢气流与空气流分离)。当前研究的结构称为C1,其方案制定于2003年。该方案中的飞行器长83m,翼展为25m,载荷直径为4.6m,长12m,其质量构成见下表。Skylon方案的研究估计需要9.5年,研制成本为95.18亿欧元(2004年价格)。研发计划将制造一种飞行器,它能够飞行200次,起飞故障概率为1%,飞行失事概率为0.005%。假设制造30个飞行器,则每个成本大约为5.65亿欧元。实际工作时,能够循环发射,每次飞行成本仅690万欧元,甚至更少。2要实现桁架结构和材质的优化设计Skylon飞行器的一个关键创新是采用了非硬壳设计,这在许多方面与齐柏林(Zeppelin)飞艇相似,其主要承载结构是一种采用碳纤维增强塑料复合材料制成的桁架结构。铝制燃料箱的外壳采用耐高温碳化硅纤维增强陶瓷材料制成,通过凯夫拉(Kevlar)带悬挂在桁架结构中。在研究计划的开展过程中,主要对Skylon设计方案的两个方面——桁架结构和外壳蒙皮材料进行了研究。对Skylon桁架结构的研究由布里斯托尔大学主持,历时3年。研究证实了基础方案可以实现,并解决了一些关键技术问题。外壳蒙皮的设计起初采用源自英国位于Harwell的原子能机构System2(碳化硅纤维增强陶瓷)的一种专利材料。这种材料能够在高达1470K的温度下保持其结构性能,大大超过重返大气层时经历的1100K。不过,后来这种材料没有被继续采用,而是改用法国PyromeralSystems公司生产的一种名为Pyrosic的替代材料。Reaction发动机有限公司对其进行了一些实验,以确定其是否能够满足外壳在特殊情况下重返大气层时的需求。为证实这种新材料能满足Skylon飞行器的需求,制造了带有直线波纹的全尺寸面板,并且在一个特别建造的可模拟再入大气层环境的燃烧室内进行测试,以验证材料的抗毁能力,包括高温下的抗氧化和抗腐蚀能力。3skyl飞机的后部3.1闭循环液氧/液氢高比冲火箭发动机对于单级入轨飞行器的推进装置而言,组合循环预冷发动机(如RB545和Sabre)显示了其优于其它侯选吸气式发动机的性能。Sabre发动机具备两种工作模式,在火箭模式下,发动机以闭循环液氧/液氢高比冲火箭发动机工作;在吸气模式下(从起飞阶段到Ma>5),液氧气流被大气中空气所代替,使发动机比冲增加了3～6倍。空气流被吸入发动机,并且在压缩之前被冷却至很低的温度。氢燃料在进入燃烧室之前作为闭循环氦回路的冷却剂。Sabre发动机本质上是一种闭循环火箭发动机,它带有一台预冷涡轮压缩机,可以给燃烧室提供高压空气,这使其能够在上升阶段以吸气模式从跑道零速度开始加速至Ma=5.5。随着高度的增加,空气密度降低,发动机最终切换到纯火箭模式下,推动Skylon达到入轨速度。3.2热交换器3.2.1热交换器的研制Sabre发动机的关键组成部分是预冷热交换系统,该系统能冷却进气口吸入的空气。热交换系统包含了一系列螺旋形缠绕的模块,空气通过热交换器时被管中流动的氦气冷却。热交换器有两个核心技术,其一是制造技术,其二是霜冻堵塞的控制技术。20世纪80年代首次采用这种类型的预冷发动机时,关键的技术性问题是如何控制热交换器的质量和体积。Reaction发动机有限公司的制造技术以布里斯托尔大学的一个研究项目为基础。布里斯托尔大学于2000年成功研制了一台热传递速率近1000MW/m3的热交换器,恰好符合Sabre发动机预冷器的性能。随着铬镍铁718合金管的成功制造,这项工作得以延伸,合金管孔径为0.88mm,厚度为40mm,能确保良好的热交换性能却没有物理强度的降低。这种管道在20MPa、720℃被氧化1800h状态下成功通过蠕变试验。另一关键技术是将精细的合金管焊入进给管口的方法,该方法也已得到验证。预冷器主要用于将发动机气流(质量流量约400kg/s)从进气道入口处约1000℃(Ma=5)冷却至压缩之前的约-140℃。在0℃以下时,空气中的水蒸气在数秒内凝结并阻塞气流,因此,霜冻控制成为关键的问题。霜冻控制系统自2001年开始研究,目前已能在稳定工作状态下实现无阻塞。试验是在一个专门建造的低温风洞中完成的,风洞内有一个能够嵌入热交换器模块的长150mm的方形试验段。风洞以0.3kg/s的速度吸入模拟实际飞行条件下温度与湿度的空气。热交换器阵列被低温氮气流冷却,氮气的比热与用于实际发动机的氦气相当。虽然试验模型比真实的预冷器小,但它是用恰当的管径、壁厚和材料制造的。由于这是在与真正发动机相同的气流质量流量和雷诺数情况下所做的试验,因此不存在问题。这些成功的技术项目使飞行标准结构的热交换器的研制成为可能。下一阶段将构建一台由48个模块组成的全尺寸预冷器,它将在一个专门建造的静态试验台上加以测试。虽然这一技术项目实现了超过预期目标的飞行标准热交换器的生产,但它并不意味着热交换器研究的结束。增加热交换器的换热效率对发动机总体性能将产生巨大影响。一项关于提高热交换器换热效率的研究项目已经启动,其研究成果将集成到最终的设计中。3.2.2碳化硅换器管道大多数的研发项目都专注于研究主进气口的热交换器,因为它决定发动机的整体性能。然而在发动机循环中有其它的热交换器,其中一部分需要在1100K的表面温度下运行。这种管道必须由碳化硅采用专门的制造技术制成。目前进行的一个研究项目正在探索一系列可能的制造技术,包括无压力烧结、化学气相沉积、液态硅向石墨的转化、反应粘结等。适合于高温热交换器的管道已经制造出来