Super krydstogt

Superlyd optimeret starfighter

En supercruise er et flys evne til at flyve kontinuerligt (længere end 20 minutter) hurtigere end lyd uden en efterbrænder . Begrebet supersonisk krydstogt blev brugt i 1970'erne i forbindelse med civile passagerfly, der skulle flyve med supersonisk hastighed over lange afstande . Kun Concorde nåede dette mål. Da jagerfly sjældent altid flyver i en lige linje, bruges udtrykket supersonisk krydstogt og manøvre også i forskning.

Idé fra 1980'erne

En gruppe officerer og analytikere i det amerikanske luftvåben indtog supercruise-kapaciteten og efterspurgte omkring 1980 en supercruisingjager, der kunne flyve 20-30 minutter eller 200-300 NM ved Mach 1.4-1.5 uden efterbrænder. Flyet skal kun have en motor og være mindre end en F-5E . En stak-til-vægt-forhold på over 1: 1 i tørt tryk med bekæmpe lastning og 1,2: 1 med efterforbrænding var målrettet. Da flyet skulle være så billigt som muligt, skulle turbojetmotoren med tre til fire kompressortrin kun have et samlet trykforhold på 10: 1 til 12: 1, en turbineindløbstemperatur på omkring 1400 K og et tryk-til-vægt forhold på over 10: 1 egen. Kompliceret flyelektronik såsom radar blev anset for overflødig; bevæbningen bør bestå af infrarøde guidede Sidewinder-missiler og anti-radarspurve (Brazo). For at opnå en acceptabel rækkevidde på trods af det lave specifikke forbrug af den lavteknologiske motor, blev en brændstofmassefraktion på 0,40 tilstræbt. Et haleløst delta eller dobbelt delta blev foreslået som vingen . Ideen blev taget op af våbenindustrien og udviklet yderligere. Følgende fordele er identificeret:

  • Større udholdenhed i supersonisk flyvning .
  • Højere kinetisk energi i starten af ​​hundekampen, som bl.a. øger den effektive rækkevidde af dine egne missiler.
  • Rækkevidden af ​​luft-til-luft og overflade-til-luft missiler er vinkel- og hastighedsafhængig. En R-77 har en rækkevidde på 100 km frontalt, men kun 25 km i jagten. Disse intervaller stiger eller falder, da målet flyver hurtigere. Ved dygtigt at manøvrere i et hurtigere fly kan der skydes mod fjenden, mens du undgår fjendens våbenområde ved hurtigt at dreje.
  • Højere missionsrate (dvs. kampmissioner pr. Gang), da afstande kan tilbagelægges hurtigere.
  • Ingen efterbrænder selv med varme og høje starter , hvilket sparer brændstof.
  • Kritiske områder, hvor luftfartøjssystemer med bagholdstaktik kunne vente, passeres hurtigere.
  • Kampfly med et højere tørstød-til-vægt-forhold kan "sidde ude" og kæmpe på skift, indtil fjenden løber tør for brændstof.
  • Mere effektiv aflytning eller mere effektiv unddragelse af fjendtlige jægere.

Selvom begge sider fløj fly med tophastigheder på Mach 2+ i Vietnamkrigen, var de for det meste på Mach 0,5-0,9, og kun meget sjældent hurtigere end Mach 1.1. Grunden til dette er, at på grund af aerodynamik og fremdrift er disse jagerfly afhængige af efterbrænderen for at nå supersonisk hastighed, hvilket ville begrænse missionstiden til et par minutter.

aerodynamik

Mens næsten 50% af luftmodstanden skyldes overfladefriktion, ca. 30% af den inducerede luftmodstand , ca. 10% af overfladens ruhed, ca. 5% af bølgemodstanden og ca. 3% af interferensmodstanden i subsonisk flyvning, denne sammensætning ændres i supersonisk flyvning. Her genereres ca. 35% af bølgemodstanden, 25% hver af induceret og friktionsmodstand og 5% hver af interferens, ruhed og andre. Det er derfor oplagt at reducere bølgemodstanden, hvilket normalt udføres ved et stærkere fej . Per definition gælder følgende for pilen:

  • <35 ° subsoniske fly
  • 35 ° til 50 ° Transonic optimeret med moderate supersoniske egenskaber
  • 50 ° til 60 ° overshoot optimeret med moderate transoniske egenskaber
  • > 60 ° supersoniske fly

Det næststørste træk er det inducerede træk, som skal reduceres med et højere glideforhold i supersonisk (løft til træk). Glideforholdet (engelsk Lift-to-Drag, L / D ), som for en F-16, F-18, F-4B, ​​F-111 og lignende i supersonisk (Mach> 1.2) på cirka 4-5 skal derfor øges. Da et kampfly næsten aldrig flyver ligeud for længere afstande, er denne parameter særligt kritisk: Ældre kampfly mister meget fart og energi, når manøvrerer i supersonisk på grund af det lave specifikke effektoverskud og det lave glideforhold, så de hurtigt falde tilbage til det subsoniske. Derfor er militære superkrydsere optimeret til det højest mulige glideforhold i supersonisk. Dette afhænger igen stort set af trækkoefficienten ved nul løft under supersoniske forhold c w, 0 . For at gøre dette skal flyets volumen fordeles over den størst mulige længde, i henhold til områdereglen i supersonisk. Desuden kræves en lav vingebelastning og en tynd profil.

F-106: Supersound optimeret, men ikke særlig manøvredygtig

I praksis når konceptet med at bygge en deltavinge med et stærkt fej og lavt aspektforhold på et nålformet, områdereguleret fly sine grænser. Moderne kampfly skal være yderst manøvredygtige under supersoniske og subsoniske forhold, med lave energitab for høje permanente vendehastigheder. Den klassiske Convair F-106 er derfor udelukket, selvom dens efterbrændingstryk let kunne opnås tørt med moderne motorer.

I det subsoniske afhænger profildragningen proportionalt af vingens område, mens det inducerede træk er proportionalt med kvadratet af spændbelastningen (W / b) ². For at opnå højere drejningshastigheder kræves derfor en stor strækning. Da den vedvarende drejningshastighed i subsonisk afhænger af tryk- og luftmodstand, og sidstnævnte afhænger til 75% af det inducerede træk ved drejning, er dette en kritisk parameter. I det supersoniske afhænger den permanente vendehastighed af tryk- og bølgemodstanden, som er væsentligt påvirket af arealreglen og et lavt aspektforhold. Der er således en målkonflikt.

En række foranstaltninger er mulige for at løse problemet: Et ustabilt design kan øge det maksimale løft med over 20%. Trimmodstanden i supersonisk flyvning, ca. 10-15% af det maksimale løft, kan reduceres. Især deltaer med deres temmelig dårlige forhold mellem løft og træk drager fordel af dette, som kan forbedres ved at kombinere med canards. Desuden kan profilkurven manipuleres under flyvning ved hjælp af opdriftshjælpemidler for at give tyndere supersoniske profiler en mere gunstig polar i det subsoniske. Pumpning af brændstof under flyvning for at reducere trimmodstand er også en mulighed. Cockpittet kan også integreres bedre i skroget, og den lodrette stabilisator kan undværes.

To F-16XL dobbelt deltaer under flyvning

NASA startede Supersonic Cruise and Maneuver Program (SCAMP) i 1977 for at udvikle en supercruise-optimeret fløj, som førte til General Dynamics F-16XL. General Dynamics og NASA undersøgte over 150 forskellige konfigurationer på mere end 3600 vindtunneltimer, før den dobbelte delta -fløj blev valgt. Den 60 m² store vinge med en 70 ° / 50 ° -fejning reducerede signifikant vingebelastning og bølgedrag, ved Mach 2.2 kunne der opnås et glideforhold på over 9. I subsonic ændrede glideforholdet sig ikke i forhold til F-16. Friktionsmodstanden steg med 22%, den interne brændstofmængde med 82%. Den maksimale angrebsvinkel steg fra 33 ° (22 ° belastet) til 60 ° (belastet 50 °). 9 g konvolutten skal fordobles og gå godt ind i det overlydende område. Men da simuleringer afsløret underskud i flyvningen kontrol software, den flyveområde af blev maskinen begrænset til 7,2 g. Desuden blev vingens forkant forbundet med skroget med en S-linje for at reducere den stigende ustabilitet ved høje angrebsvinkler.

Andre designs som f.eks. Experimental Aircraft Program (EAP) skal starte med et dobbelt delta med en 60 ° / 40 ° sweep. I sidste ende blev 57 ° / 45 ° implementeret i dette delta canard -design for at forbedre de permanente vendehastigheder i den subsoniske gennem et højere billedformat. I de dobbelte deltaer forstærker keglevirvelen i det indre delta hvirvelen, der begynder ved bøjningen til den ydre vinge, hvilket reducerer det inducerede træk. Ydermere øger det "manglende vingestykke" billedformatet på grund af en lavere løfteflade, som kan forbedre de permanente svinghastigheder i det subsoniske, forudsat at den stigende vingebelastning ikke negerer dette. Et enkelt delta med en 53 ° sweep blev derfor brugt i EFA.

Alternative flykoncepter, f.eks. Supersonic Tactical Aircraft Configuration (STAC) udviklet af Grumman og NASA fra 1977, skulle opnå en krydshastighed på Mach 2 med en deltavinge med et sweep på 57 °, med et glideforhold på 6. Fra 1983 , en pileformet vinge var også inkluderet. Der er en superkritisk konisk kam (SC 3 ), som skal kombineres med canards, der ligger langt fremme. SC 3 -vingen er konisk buet langs sin længde for at generere et superkritisk flow ved dens forkant, som bliver subkritisk i det indre. Vingen er optimeret til supersoniske manøvrer og har et meget gunstigt glideforhold. De trapezformede vinger blev senere valgt til efterbrænderløse, men stadig Mach 2-kompatible Northrop-Dornier ND-102 , men har en meget lav friktionsmodstand. Selvom bølgemodstanden her er mindre gunstig, kan der opnås en lavere samlet modstand i det supersoniske. Designet blev senere overført til YF-23 .

køre

På trods af ønsket om at gennemføre den supersoniske krydstogtflyvning uden efterforbrænding, er brændstofforbruget i supersonisk flyvning højt, fordi der kræves et højt tryk. Som følge heraf skal der transporteres en stor mængde internt brændstof for at muliggøre nyttige anvendelsesradier. Følgende gælder for brændstofmassefraktionen:

  • <0,29 subcruiser
  • 0,29 - 0,35 quasi -super cruiser
  • > 0,35 supercruiser

Valget af drevteknologi kan bestemmes i en system sammenligning. Den nyeste teknik er 2010, målet er at opnå hastigheder på op til Mach 4. Med et efterbrænderfrit turbojet , med en forbrændingskammerindløbstemperatur på 900 K og en turbineindløbstemperatur på 1900 K, et maksimalt trykforhold på 46: 1 ved Mach 1.2 er påkrævet for at opnå den optimale forbrugsværdi på 30 g / kN. Det nødvendige trykforhold i kompressoren falder hurtigt med stigende hastighed gennem indløbet, da forbrændingskammerets indløbstemperatur er begrænset på grund af mangel på køling. En maksimal hastighed på lige under Mach 4 med 48 g / kN opnås. Det specifikke tryk falder med -39%, mens forbruget stiger med +67%. Da trykforholdet i kompressoren er over Mach 3 og under 4: 1, er den “tørre” turbojet som et drev over Mach 3 ineffektiv.

Hvis et turbojet kombineres med efterforbrænding og en dyseindløbstemperatur på 2000 K antages, beregnes følgende værdier: Selvom efterbrænderen brænder ineffektivt, bestemmes ca. +38% specifik trykstigning med +40% specifikt brændstofforbrug ved Mach 1.2. Efterbrænderens effektivitet øges med stigende lufthastighed; ved cirka Mach 4 + 25% tryk med + 6% forbrug opnås. Årsagen ligger i den højere turbineudløbstemperatur.

Ramjet -motorer er udelukket, da de mere eller mindre er en efterbrænder uden gasturbine, med ineffektiv forbrænding. På Mach 4 opnås det specifikke tryk på turbojet med efterbrænding, men det specifikke forbrug på 58 g / kN er højere end turbojet med efterbrænding, som kun når 50 g / kN. Ved lavere hastigheder er disproportionen endnu mere drastisk. Ramjets som fremdriftssystemer til fremtidige kampfly er derfor en Hollywood -fantasi. I forsøgsområdet er og har der imidlertid været fly med ramjetmotorer, der kan klare sig godt over Mach 4, men ikke kan tage på egen hånd som f.eks . Boeing X-43 .

Turbofan uden efterbrænding med et bypass -flow på 0,1 til 1 opnår et lavere specifikt forbrug, men forskellen afhænger af hastigheden. Jo højere Mach -nummer, desto lavere indflydelse har bypass -forholdet. Med et bypass -forhold på 1: 1 er det optimale samlede blæktrykforhold ved Mach 1.2 5: 1, og ved en topfart på Mach 3,6 er det næsten 1: 1. Sammenlignet med turbojet uden efterbrænding er det specifikke tryk på Mach 1.2 omkring −40% lavere med kun −17% reduktion i forbruget. På Mach 3.6 er forbrugsfordelen i forhold til turbojet kun −2,5%, men kraften er −49% mindre. En turbofanmotor uden efterbrænding med et bypass -forhold på 1: 1 er derfor ugunstig for supersonisk flyvning.

Konceptet med ADVENT -motoren

Hvis ovennævnte turbomotor kombineres med en efterbrænder, er den specifikke kraft ved Mach 1.2 lavere end turbojetens med en efterbrænder; forskellen er ubetydelig ved høje Mach-tal. Forbruget er altid højere end det for turbojet med efterbrænder, da efterbrænderens indløbstemperatur er lavere, og der derfor skal tilføres mere varme / brændstof til den ineffektive efterbrænder.

I teorien er en turbojet (med efterbrænding) den bedste løsning. Imidlertid skal motoren i en supercruising jagerfly også yde sit bedste i det subsoniske og ikke kun skinne i det supersoniske, svarende til aerodynamikken. I praksis vælges derfor en turbofanmotor (med efterbrænding) for at reducere det specifikke forbrug i subsonisk, men med et meget lille bypass -forhold. Det langsigtede mål er derfor motorer med et variabelt bypass-forhold, som kan reducere bypass-strømmen til næsten nul i det supersoniske og maksimere det i det subsoniske. Eksempler på dette er det AL-41F fra den MiG-MFI eller General Electric YF120 .

Kritiske teknologier er også indløb, som skal have den højest mulige samlede trykgenvinding ved de ønskede Mach-numre og konvergerende-divergerende dyser. Militære forskningsprogrammer som Integrated High Performance Turbine Engine Technology (IHPTET) , der har til formål at producere fremdrivningssystemer til marschhastigheder på Mach 3+, stræber også efter at øge tryk-til-vægt-forholdet til 20: 1 for motoren, omkring tryk-til-vægt-forholdet for at forbedre jagerflyet. Til dette formål undersøges lettere materialer og højere turbineindløbstemperaturer. Programmer som ADaptive Versatile ENgine Technology (ADVENT) er beregnet til at undersøge variable bypass -strømforhold og bedre integration af efterbrænder og dyse i flyrammen.

Systemovervejelser

Dagens supercruisere kan kun tilbagelægge korte afstande i supersonisk krydstogtflyvning. Ved en krydshastighed på omkring 1800 km / t (Mach 1,8) er den samlede rækkevidde omkring 800 km. Under Operation Allied Force var afstanden fra Gioia del Colle militærflyveplads til Beograd cirka 530 km i luftlinje. Konceptuelt er følgende varianter mulige her:

  1. Subsonisk flyvning med drop tanks og våben til målet, slip dem på stedet og supersonisk flyvning hjem. Den bedste løsning til tunge eksterne våbenbelastninger. Indtrængningen kan foretages subsonisk. Gennem brug af våben advares aflyttere, som kan undslippes på denne måde.
  2. Subsonisk flyvning med drop tanks eller supersonisk flyvning med tankning under flyvning over Adriaterhavet , supersonisk flyvning til destinationen og tilbage, tankning under flyvning over Adriaterhavet, supersonisk flyvning hjem. Kun med let ydre bevæbning eller indre belastninger. Høje forbrugshastigheder; fjendens område bliver fløjet over i permanent supersonisk flyvning, hvilket gør fjendens luftforsvar vanskeligere.
  3. Subsonisk flyvning med faldtanke til destinationen og tilbage, tankene tabes, når de er tomme, eller flyet har brug for bedre flyveydelse. Brug en profil som en subcruiser , supercruiser -funktionen bruges kun, når det er påkrævet. De fleste missioner vil køre i henhold til denne ordning, da kampfly hovedsageligt bruges til CAP eller som bombebiler.
Raptor med eksterne tanke

Som det kan ses, er problemet den utilstrækkelige brændstofmassefraktion af maskinerne. Især med (2) bliver kontinuerlig tankning et problem, når modstanderen går i offensiven . En hypotetisk variant af at dække hele afstanden til destinationen med en let belastning under supersoniske forhold mislykkes på grund af mangel på brændstof til returflyvningen. Supersonisk flyvning med eksterne tanke kan være mulig, men det er ekstremt ineffektivt: I subsonisk er kun omkring halvdelen af ​​indholdet tilgængeligt for at øge rækkevidden, det resterende brændstof bruges til at overvinde flyets højere aerodynamiske træk. Der er ingen tommelfingerregel for supersonisk , men forskellen er sandsynligvis endnu mere ugunstig. Med en "korrekt" brændstofmassefraktion på 0,35 eller højere skulle Typhoon eller Raptor bære mindst 6000 kg eller 10700 kg brændstof internt. Eurofighter vil stadig have mulighed for at have konforme brændstoftanke med omkring 2000 kg brændstof på flykroppen. Forudsat at 72 kN tørstød pr. Motor kan kompensere for CFT'ernes ekstra modstand, er udholdenheden:

(2000 kg + 5000 kg) / (2 × 72 kN × 0,0222 kg / kNs × 60 s) = 36 min

Uden ydre belastninger ville en maksimal flyvedistance på omkring 1100 km resultere i en krydshastighed på omkring 1800 km / t (Mach 1,8). Hvis eksterne belastninger reducerer hastigheden til 1400 km / t (Mach 1.4), synker flyvedistancen til 840 km. Det er interessant i denne sammenhæng, at hverken udkastene til det amerikanske luftvåben eller dem af Grumman og NASA, eller ND-102 udviklet eksplicit på Supercruise, havde våben bugter. ATF -udkastene havde heller ingen, før stealth -kravene blev skærpet. Der er ingen begrundelse herfor. Det kan dog tænkes, at dette ikke blev gjort, fordi størstedelen af ​​de våben, der blev brugt i luftkrig, er 500 pund bomber eller AGM-88 HARM . Sidstnævnte alene affyrede over 2.000 enheder i Anden Golfkrig . For at kunne bære en acceptabel mængde af disse våben internt ville det være nødvendigt med en meget stor våbenbugt, hvilket er upraktisk for agile kampfly. Tabet af hastighed på grund af luft-til-luft våben er også lavt: en F-4E med 4 × AIM-7 kan nå Mach 2 i stedet for Mach 2.2 uden våben. En F-15A / C opnår Mach 1.8 i stedet for Mach 2.5 med 4 × AIM-9, 4 × AIM-7 og et objekt på den nedre skrog. Stigningen i luftmodstand i forhold til et ubevæbnet fly kan reduceres kraftigt ved hjælp af våbenbeslag, der er i overensstemmelse med skroget eller faste startskinner. Returflyvningen til basen, mindst halvdelen af ​​flyruten, er praktisk talt ubevæbnet.

Fly

Eurofighter, Raptor og Rafale

Udover det civile fly Concorde og Tupolew Tu-144 har følgende kampfly mulighed for at flyve over en længere periode i det supersoniske område uden efterbrænder.

Individuelle beviser

  1. ↑ a b c d e f POGO: Sammenligning af luft-til-luft jagerflys effektivitet: F-86 til F-18 , april 1982 (PDF; 5,9 MB)
  2. ↑ a b c d e f g h i j k l Ray Whitford: DESIGN FOR AIR COMBAT , Jane's Publishing Inc, ISBN 0-7106-0426-2 online ( erindring af 4. januar 2012 i internetarkivet )
  3. ↑ Mason / Virginia Tech: 10. Supersonic Aerodynamics (PDF; 12,5 MB), adgang 9. september 2013
  4. ^ B. Probert: Aspekter af Wing Design til Transonic og Supersonic Combat Aircraft , British Aerospace, 1998 ( Memento af 17. maj 2011 i internetarkivet )
  5. ↑ a b c W.H. Mason: Some Supersonic Aerodynamics , Virginia Tech (PDF; 71,1 MB), adgang 9. september 2013
  6. ^ NASA: Flyvetestresultater for F-16XL med et digitalt flykontrolsystem , marts 2004 (PDF; 619 kB)
  7. ^ NASA: Gennemgang af Cranked-Arrow Wing Aerodynamics Project: Its International Aeronautical Community Role , 2007 (PDF; 2,2 MB)
  8. ↑ a b NASA: Control Definition Study for Advanced Vehicles , november 1983 (PDF; 11,7 MB)
  9. ↑ NASA: A Wing Concept for Supersonic Maneuvering , november 1983 ( Memento fra 29. april 2014 i internetarkivet ) (PDF; 4,3 MB)
  10. ↑ I. Kroo: UKONVENTIONELLE KONFIGURATIONER FOR EFFEKTIV SUPERSONISK FLUG , Stanford University, 2005 (PDF; 1,2 MB)
  11. ↑ POGO: F-22-programmet: Fact Versus Fiction , 2005
  12. ↑ a b c d e f g NATO RTO / Joachim Kurzke: Missionen definerer cyklussen: Turbojet, Turbofan og variable cykelmotorer til højhastighedsfremdrift ( Memento fra 17. februar 2013 i internetarkivet )
  13. ↑ Flightglobal: amerikansk fremdrift ser ud over ATF , 27. maj 1989 (PDF; 2,1 MB)
  14. ^ F-4E vedvarende drejefunktioner
  15. ^ Doghouse Polt fra F-4C / D / E og F-15A / C