Воздушно-реактивный двигатель
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
 |
Это незавершённая статья. Вы можете помочь проекту, исправив и дополнив её. Это примечание следует заменить более точным |
Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — тепловой реактивный двигатель, в котором рабочее тело образуется посредством сжигания горючего с использованием в качестве окислителя кислорода, содержащегося в атмосферном воздухе.
Впервые этот термин в печатной публикации, повидимому, был использован Б.С. Стечкиным в журнале «Техника Воздушного Флота», где была напечатана его статья «Теория воздушного реактивного двигателя» (1929 г.)
Сила тяги возникает в результате истечения из сопла газообразного рабочего тела, являющегося смесью продуктов сгорания горючего и оставшихся фракций воздуха. Для получения большой скорости истечения газов из сопла воздух, поступающий в камеру сгорания ВРД, подвергается сжатию. ВРД используются для приведения в движения воздушных летательных аппаратов. ВРД так же относятся к тепловым машинам термодинамический цикл которых состоит из 4 фаз:
1. Работа сжатия.
2. Подвод теплоты.
3. Работа расширения.
4. Отвод теплоты.
Более подробно о цикле Брайтона, положенного в основу ВРД можете прочитать в соответствующей статье.
Содержание |
[править] История
История ВРД неразрывно связана с историей авиации.
Прогресс в авиации на всём протяжении её существования обеспечивался, главным образом, прогрессом авиационных двигателей, а всё возраставшие требования, предъявляемые авиацией к двигателям, являлись мощным стимулятором развития авиационного двигателестроения. Первый самолёт, самостоятельно оторвавшийся от Земли («Флайер-1» конструкции братьев Райт США 1903г), был оснащён поршневым двигателем внутреннего сгорания, и это техническое решение на протяжении сорока лет оставалось непременным в авиации. Всё это время авиационные поршневые двигатели совершенствовались, возрастала их мощность и тяговооруженность.
Однако, к концу Второй мировой войны требование ещё бо́льшего повышения мощности поршневых ДВС вошло в неразрешимое противоречие с другими требованиями, предъявляемыим к авиамоторам — компактностью и ограничением массы.[1] Дальнейшее развитие авиации по пути совершенствования поршневых двигателей становилось невозможным, и почти одновременно со смертью младшего из братьев Райт — Орвилла (1948г) закончилась и эпоха поршневой авиации.[2]
В двигателестроении ожили идеи, предложенные намного раньше поршневого двигателя внутреннего сгорания, но не привлекавшие внимания авиаконструкторов, пока поршневой двигатель сохранял перспективу развития. Ещё в эскизах Леонардо да Винчи (XV в.) был проект пропеллера, приводимого в движение тягой каминной трубы (прообраз газовой турбины), и вращавшего через зубчатую передачу шампур для жарки мяса. Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу в 1791г. В 1913г француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
Следует отметить, что ряд инженеров и учёных разных стран ещё в 30-е, и даже в 20-е годы XXв. предвидели надвигающийся кризис в авиационном двигателестроении, и искали пути выхода из него, в том числе и за счёт ВРД. К ним можно отнести Ф. Уиттла (Великобритания), фон Охайна (Германия), Рене Ледюка (René Leduc) (Франция). В СССР этой проблемой занимались Ф.А. Цандер, Б.С. Стечкин, Ю.А. Победоносцев, А.М. Люлька, и др.. В большинстве случаев главным ресурсом этих разработок был энтузиазм разработчиков. Для получения практических результатов необходимы были существенные инвестиции, а инвестиции без обнадёживающих практических результатов никто не решался делать — извечный замкнутый круг всех изобретателей.
Немецкие конструкторы и учёные, работавшие в этой и смежных областях (ракетостроение), оказались в предпочтительном положении. Третий Рейх планировал войну со всем миром, и выиграть её расчитывал за счёт технического превосходства в вооружениях. Поэтому в Германии новые разработки в области авиации и ракетной техники субсидировались более щедро, чем в других странах, и достижения оказались соответственными. Первым самолётом, поднявшимся в небо с турбореактивным двигателем (ТРД) HeS 3 конструкции фон Охайна, был He 178 (фирма Хейнкель Германия), управляемый лётчикрм-испытателем Эрихом Варзицем (27 августа 1939 г.) Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/час) все поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/час, но при этом был менее экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были бо́льшие скорости взлёта и посадки, чем у поршневых самолётов, из-за чего ему требовалась более длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием. По совокупности лётных характеристик самолёт был признан неперспективным и в серийное производство не поступил. Бюрократы из Рейхсминистерства Авиации не приняли во внимание, что это — самый первый образец реактивного самолёта и его систематическая доработка могла бы дать гораздо лучшие результаты.
. Работы по этой тематике неспешно продолжались почти до конца войны, когда Третий Рейх, утратив своё былое преимущество в воздухе, предпринял безуспешную попытку восстановить его за счёт серийного выпуска реактивного истребителя-бомбардировщика Мессершмитт Me.262, оборудованного 2-мя турбореактивными двигателями Jumo-004 производмтва фмрмы Юнкерс. Несмотря на полное превосходство этого самолёта надо всеми его «современниками» почти по всем параметрам (кроме дальности полёта и бомбовой нагрузки), он уже не мог спасти Третий Рейх от краха. Единственным самолетом союзников, с реактивными двигателями, принимавшим участие во Второй Мировой войне, был Глостер Метеор с ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкции Ф. Уиттла.
После войны во всех странах, имевших авиационную промышленность, начинаются интенсивные разработки в области воздушно-реактивных двигателей. Реактивные двигатели позволили создавать сверхзвуковые самолёты[3], а также самолёты большой грузоподъёмности — авиалайнеры, пересекающие океаны с сотнями пассажиров на борту.
Первым отечественным серийным реактивным самолётом был истребитель Як-15 (1946г), разработанный в рекордные сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном КБ В.Я. Климова под обозначением РД-10.
А уже через год прошёл государственные испытания первый, полностью оригинальный, отечественный турбореактивный двигатель РД-1, разработанный в КБ А.М. Люльки (ныне НПО «Сатурн»). Такие быстрые темпы освоения совершенно новой сферы двигателестроения имеют объяснение: группа А.М. Люльки занималась этой проблематикой ещё с довоенных времён, но «зелёный свет» этим разработкам был дан, только когда руководство страны вдруг обнаружило отставание СССР в этой области.
Первым отечественным реактивным пассажирским авиалайнером был Ту-104 (1955г), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500, разработанными в КБ А.А. Микулина. К этому времени СССР был уже в числе мировых лидеров в области авиационного моторостроения.
Запатентованный ещё в 1913г, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на гиперзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 30-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф.А. Цандер, Б.С. Стечкин, Ю.А. Победоносцев).
В 1937 г. французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 г. состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД, Leduc 010. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 021 и Leduc 022, а в 1957 г. правительство Франции отказалось от продолжения этих работ.
Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов ХХв в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.
В СССР с 1954 по 1960гг разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД, разработанный группой М.М. Бондарюка, и имвший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17км. В 1957г. проект вступил в стадию лётных испытаний, в ходе которых выявился ряд проблем, в частности, с точностью наведения, которые предстояло разрешить, и на это требовалось время, которое трудно было определить. Между тем, в том же году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С.П.Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Смерть генерального конструктора С.А.Лавочкина в 1960г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть ряд противокорабельных коылатых ракет с маршевыми ПВРД: П-700 Гранит, П-800 Оникс, П-270 Москит.
Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) был изобретён в XIXв. шведским изобретателем Мартином Вибергом. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй Мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым авиационным двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 проиизводства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД не ради эффективности (поршневые авиационные двигатели той эпохи обладали лучшими характеристиками), а, главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц. После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric), кроме того, благодаря простоте и дешевизне, маленькие двигатели этого типа стали очень популярны среди авиамоделистов, и любителей, строящих самодельные летательные аппараты, например, мотодельтапланы, и появились коммерческие фирмы, производящие на продажу для этих целей ПуВРД и клапаны (быстроизнашивающаяся запчасть) к ним.[1]
[править] Прямоточные воздушно-реактивные двигатели
1 — воздухозаборник, внешнее сжатие свехзвукового потока воздуха;
2 — внутреннее сжатие сверхзвукового потока воздуха;
3 — сжатие дозвукового потока воздуха;
4 — камера сгорания;
5 — сужающаяся часть сопла;
6 — расширяющаяся часть сопла.
Прямоточный ВРД (ПВРД) имеет наиболее простую конструкцию из всех ВРД. В данном двигателе набегающий поток воздуха попадает во входное устройство, где происходит его торможение. За счет торможения набегающего потока совершается работа сжатия. Растут давление и температура воздуха. Следует заметить, что пока скорость потока воздуха выше скорости звука, торможение происходит в сужающемся канале. Торможение дозвукового потока производится в расширяющемся канале. Согласно закона Бернулли[4]
давление жидкости или газа зависит от квадрата скорости потока, т.е. рост скорости потока приводит к уменьшению давления, уменьшение скорости потока ведет к росту давления. В соответствии с этим работа сжатия за счет торможения потока прямопропорциональна разнице квадратов скоростей на входе в двигатель и выходе из входного диффузора. Из чего следует, что чем ниже скорость полета — тем меньшую работу сжатия можно получить за счет торможения потока. По этой причине, ПВРД не может создавать тяги при отсутствии набегающего потока воздуха. (нечего тормозить.)
После входного устройства воздух попадает в камеру сгорания. Там он смешивается с подающимся через форсунки топливом. Происходит сгорание топлива, чем обеспечивается подвод теплоты в термогазодинамический цикл. Происходит рост температуры рабочего тела (образовавшегося газа), давление, условно, остается постоянным.
После сгорания топлива, газ попадает в сопло, где происходит его расширение и формирование реактивной струи. При этом скорость газа увеличивается, давление и температура - уменьшаются. Подобно торможению, разгон потока зависит от формы канала, в котором он происходит, для разгона дозвукового потока необходим сужающийся канал. Для сверхзвукового - расширяющийся. По этой причине для создания сверхзвукового потока на выходе из двигателя используются сужающиеся-расширяющиеся сопла.
Преимущества:
- экономичность по сравнению с ракетными двигателями, поскольку окислитель берётся из окружающего пространства;
- главное преимущество ПВРД, по сравнению с ТРД - простота конструкции и отсутствие движущихся частей, что обеспечивает надежность двигателя и дешевизну его производства;
- лучшая эффективнось на значительно больших скоростях и высотах полёта, по сравнению с ТРД.
Недостатки:
- отсутствие возможности запуска "с места";
- неэффективность при относительно невысоких скоростях и высотах полёта (большей части рабочих скоростей и высот военной и коммерческой авиации).
Облать применения.
Ракеты, летающие мишени, экпериментальные летательные аппараты.
Запуск крылатой ракеты, оборудованной ПВРД с самолёта-носителя не вызывает проблем, а при запуске летательного аппарата наземного или наводного базирования с маршевым ПВРД для ускорения его до рабочих скоростей (М>0,5, где М — число Маха) используются вспомогательные ракетные ускорители.
Для аппаратов, летающих на гиперзвуковых скоростях (M=5—10) используется гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ГПВРД), который характеризуется сгоранием топлива в сверхзвуковом потоке, что требует существенных конструктивных изменений. В настоящее время ГПВРД находятся в стадии испытаний.
[править] Общие принципы работы ВРД
Несмотря на многообразие ВРД, существенно отличающихся друг от друга конструкцией, характеристиками и областью применения, можно выделить ряд принципов, общих для всех ВРД и отличающих их от тепловых двигателей других типов.
ВРД – реактивный двигатель, механическая мощность которого реализуется в форме скоростной реактивной струи рабочего тела, истекающего из сопла двигателя, за счёт которой создаётся реактивная тяга. С этой точки зрения ВРД подобен ракетному двигателю, но отличается от последнего тем, что в качестве окислителя ВРД использует атмосферный кислород. Благодаря этому ВРД обладает преимуществом в сравнении с ракетным двигателем при полётах в атмосфере: если летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем должен транспортировать запас как горючего, так и окислителя, масса которого больше массы горючего в 2 – 8 раз, в зависимости от вида горючего[5], то аппарат, оснащённый ВРД должен иметь на борту только горючее. Следовательно, при одной и той же массе топлива аппарат с ВРД энергетически в несколько раз более обеспечен, чем аппарат с ракетным двигателем, и на активном участке полёта может преодолеть в несколько раз большее расстояние (иногда – в десятки раз).
Рабочее тело ВРД на выходе из сопла представляет собой смесь продуктов сгорания горючего с оставшимися после выгорания кислорода фракциями воздуха. Если для полного окисления 1 кг керосина (обычного топлива для ВРД) требуется около 3,4 кг чистого кислорода, то, учитывая, что атмосферный воздух содержит лишь 1/5 часть кислорода по массе, для полного окисления этого горючего требуется 17 кг воздуха, и, следовательно, рабочее тело, как минимум, на 17/18 т.е на 94% своей массы состоит из исходного атмосферного воздуха[6]. Это позволяет при анализе работы ВРД, во многих случаях, без большого ущерба для точности, считать рабочее тело ВРД, как на выходе, так и на входе, одним и тем же веществом – атмосферным воздухом.
Динамику ВРД можно представить следующим образом: рабочее тело, поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Исходя из баланса импульса, получаем простое выражение для реактивной тяги ВРД:
(1)Где F – сила тяги, v – скорость полёта, c – скорость истечения реактивной струи, m' – секундный расход массы рабочего тела. Очевидно, ВРД эффективен (создаёт тягу) только в случае, когда скорость истечения рабочего тела из сопла двигателя превышает скорость полёта: c > v. Скорость истечения газа из сопла теплового реактивного двигателя зависит от химического состава рабочего тела, его абсолютной температуры на входе в сопло, и от степени расширения рабочего тела в сопле двигателя (отношения давления на входе в сопло к давлению на его срезе). Для каждого ВРД эта величина ограничена некоторым максимальным значением, определяемым, в конечном счёте, энергетическими возможностями топлива, а значит, и диапазон скоростей полёта, при которых ВРД эффективен, ограничен сверху этим значением.
С учётом вышесказанного можно сформулировать и главные недостатки ВРД в сравнении с ракетным двигателем:
- ВРД работоспособен только в атмосфере;
- ВРД эффективен только до некоторой, специфической для данного двигателя, предельной скорости полёта.
В противоположность этому ракетный двигатель работает в любой среде и в пустоте, и его эффективность не зависит от скорости полёта.
Механическая мощность любого реактивного двигателя распределяется между летательным аппаратом и реактивной струёй, и используется тем рациональнее, чем больше доля мощности двигателя, сообщаемая летательному аппарату. Это распределение зависит от соотношения скрости полёта и скорости реактивной струи и характеризуется так называемым полётным коэффициентом полезного действия, который равен относительной доле мощности, передаваемой летательному аппарату, и для ВРД выражается формулой:[7]
(2)График справа иллюстрирует зависимость полётного КПД от отношения 
.
Очевидно, полётный КПД равен 1 при v = c (вся мощность двигателя сообщается летательному аппарату), однако при этом, согласно формуле (1), тяга двигателя, и его мощность равны 0.
Несмотря на этот парадокс, из формулы (2), всё-таки, можно сделать полезные выводы: механическая мощность ВРД используется достаточно рационально, если скорость реактивной струи не на много превышает скорость полёта, а необходимая тяга при этом может быть получена за счёт увеличения расхода рабочего тела m'. Эта стратегия используется при разработках экономичных авиационных газотурбинных двигателей (См. «Семейство газотурбинных авиационных двигателей»).
При работе ВРД химическая энергия горючего при окислении его в камере сгорания превращается в тепловую энергию рабочего тела, которое, расширяясь в сопле двигателя, совершает работу, в результате чего его теплота преобразуется в кинетическую энергию реактивной струи. По мере расширения давление рабочего тела снижается, и работа совершается только до тех пор, пока оно остаётся выше атмосферного[8]. Таким образом, для ВРД (как и для других тепловых двигателей, осуществляющих выхлоп рабочего тела в атмосферу) обязательно условиие: давление в камере сгорания в начале фазы расширения рабочего тела должно превышать атмосферное, и чем больше – тем лучше, тем больше степень расширения рабочего тела, и тем больше механическая работа, производимая им при расширении. Но в окружющей среде, из которой забирается рабочее тело, оно находится при атмосферном давлении. Следовательно, чтобы ВРД мог работать, необходимо тем или иным способом повысить давление рабочего тела в камере сгорания по отношению к атмосферному..
Разные типы воздушно-реактивных двигателей отличаются друг от друга, главным образом, техническим способом, которым достигается повышение давления рабочего тела в камере сгорания, и который предопределяет конструкцию, характеристики, и, в конечном счете, область применения двигателя.
[править] Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
[править] Принцип действия и устройство ПВРД
В прямоточном воздушно-реактивном двигателе (ПВРД англоязычный термин – Ramjet) необходимое для совершения работы повышение давления в камере сгорания достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. Воздух, поступая со скоростью полёта в двигатель, тормозится, его кинетическая энергия преобразуется в его внутреннюю энергию – повышаются его температура и давление. Чем больше скорость полёта, тем больше кинетическая энергия встречного потока, и тем выше температура и давление заторможенного воздуха.
Далее происходит нагрев рабочего тела за счёт сгорания топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает и оно поступает в сопло, расширяясь в котором, оно истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.
Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:
- Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя (величина m' в формуле 1), а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую мощность двигателя.
- В теории тепловых двигателей функционирование ПВРД описывается т.н. циклом Брайтона, термический коэффициент полезного действия которого (доля тепловой энергии, превращаемая в механическую работу) тем выше, чем больше отношение давления, достигнутого при сжатии, к атмосферному, и тем выше удельная (на единицу расхода топлива) эффективность двигателя. [9]
- В соответствии с формулой (1), чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).
Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, в общем, может быть охарактеризована следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха и давления в камере сгорания), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.
Вышесказанное относится и к другим ВРД с предварительным сжатием рабочего тела, в частности, к турбореактивным двигателям.
1. Встречный поток воздуха;
2. Центральное тело.
3. Входное устройство.
4. Топливная форсунка.
5. Камера сгорания.
6. Сопло.
7. Реактивная струя.
Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок – горючее. Заканчивается камера сгоряния входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.
Характерной деталью ПВРД является так называемое центральное тело – длинный, острый конус, выступающий из входного устройства. Центральное тело играет двоякую роль. С одной стороны, оно улучшает аэродинамические характеристики двигателя и всего летательного аппарата в целом при обтекании его сверхзвуковым потоком воздуха[10]. С другой стороны, центральное тело участвует в торможении встречного потока воздуха, образуя (вместе со входным устройством) форму кольцевого канала, по которому воздух поступает в двигатель, где он проходит через один или более скачков уплотнения, прежде чем затормозится до дозвуковой скорости, после чего торможение продолжается в расширяющемся тракте диффузора уже непрерывно.
С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД могут служить маршевые двигатели противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит
[править] Область применения ПВРД
Очевидно, ПВРД неработоспособен при низких скоростях встречного потока, тем более — при нулевой скорости. Признаки эффективности он начинает проявлять только со скорости полёта при М>0,5. Настоящий же рабочий диапазон скоростей для ПВРД — сверзвуковой, причём на скоростях 2,5 — 5М он превосходит по эффективности все другие ВРД.
Для достижения начальной скорости, при которой ПВРД становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем, с которого запускается аппарат с ПВРД.
Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприемлемым для использования на пилотируемых самолётах[11], но для беспилотных скоростных боевых крылатых ракет одноразового применения, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.
Ниже приводится галерея образцов крылатых ракет разного назначения с маршевыми ПВРД.
 ЗУР Bristol Bloodhound (Великобритания) |
 Корабельная ЗУР RIM-8 Talos (США) |
 Противокорабельная крылатая ракета БраМос. (Индия) |
|
 Противокорабельная крылатая ракета «Москит» (Россия) |
 Противокорабельная крылатая ракета «Яхонт» (Россия) |
Противокорабельная крылатая ракета «Гранит» (Россия). |
[править] Ядерный ПВРД
Во второй половине 50-х годов ХХв В США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором. Рабочее тело в таком ПВРД проходит через активную зону ядерного реактора, размещенного на месте камеры сгорания, охлаждая его, оно нагревается само до температуры около 3000°К, и истекает затем из сопла со скоростью сравимой со скоростями истечения для самых совершенных жидкостных ракетных двигателей. Назначение летательного аппарата с таким двигателем – межконтинентальная крылатая ракета или суборбитальный носитель космических аппаратов многоразового использования. В обеих странах были созданы компактные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя. Однако на проведение лётных испытаний никто не решился из-за непредсказуемости последствий в случае аварии такого летательного аппарата.
[править] Гиперзвуковой ПВРД
Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин – Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, (верхний предел не устанавливается). Проблема создания таких ПВРД заключается в том, что, как следует из формулы (1), скорость истечения реактивной струи должна превышать скорость полёта, но скорость истечения рабочего тела для тепловых химических реактивных двигателей ограничена энергетическими возможностями топлива. Если в ЖРД, использующих концентрированные окислители, максимальное значение этой скорости составляет около 4 500м/сек, то в ВРД, рабочее тело которого на 80% состоит из энергетически пассивного азота, такие скорости истечения (при химическом источнике энергии), конечно, недостижимы. На угдеводородных горючих скорость истечения реактивной струи ПВРД, в лучшем случае, достигает 1500 м/сек, чего совершенно недостаточно для гиперзвукового полёта.
Идея ГПВРД основана на том, чтобы не тормозить входной поток воздуха до дозвукового, а сохранить в тракте двигателя его сверхзвуковое течение, и, за счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке дополнительно ускорить его, так чтобы скорость истечения потока в итоге превысила начальную. Внутренний тракт ГПВРД должен расширяться на большей части его протяжения. В качестве горючего предполагается использовать водород, вводимый в сверхзвуковой поток со стенок тракта. Двигатель предназначен для полётов в стратосфере.
Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все – в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.
[править] Турбореактивный двигатель
[править] Принцип действия и устройство ТРД
1. Забор воздуха; 2. сжатие низшей ступени;
3. сжатие высшей ступени; 4. горение;
5. расширение; 6. горячая зона; 7. турбина;
8. камера сгорания; 9. холодная зона; 10. входное устройство.
В турбореактивном двигателе (ТРД, англоязычный термин — turbojet engine) сжатие рабочего тела на входе в камеру сгорания и высокое значение расхода воздуха через двигатель достигается за счёт совместного действия встречного потока воздуха и компрессора, размещённого в тракте ТРД сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. Компрессор приводится в движение турбиной, смонтированной на одном валу с ним, и работающей на том же рабочем теле, нагретом в камере сгорания, что и сам реактивный двигатель Чтобы повысить эффективность компрессора, его часто делают двухкаскадным. Каждый из каскадов работает со своей скоростью вращения и приводится в движение своей турбиной. При этом вал 1-го каскада компрессора (низкого давления), вращаемого последней (самой низкооборотной) турбиной, проходит внутри полого вала компрессора вторго каскада (высокого давления). Камера сгорания современного ТРД имеет кольцевую форму и вал турбина-компрессор проходит внутри кольца камеры. Из камеры сгорания нагретое рабочее тело поступает на турбину, а после неё расширяется в сопле, и истекает из него, создавая реактивную тягу.
Благодаря компрессору ТРД (в отличие от ПВРД) может «трогать с места» и работать при низких скоростях движения самолёта, при этом давление в тракте двигателя и расход воздуха обеспечиваются только за счёт компрессора. При повышении скорости полёта аппарата давление в камере сгорания и расход рабочего тела растут за счёт роста напора встречного потока воздуха, который поступает на вход низшего каскада компрессора, при этом повышается и тяга двигателя, которая, так же, как у ПВРД, зависит от скорости полёта, хотя и в меньшей степени.
Агрегат турбина-компрессор, позволяющий создать большой расход и высокую степень сжатия рабочего тела, благодаря чему достигается высокая эффективность ТРД в области низких и средних скоростей полёта, является и препятствием на пути повышения эффективности двигателя в зоне предельных скоростей:
- Температура, которую может выдерживать турбина ограничена, что накладывает ограничение и на энергетический потенциал рабочего тела на выходе из камеры сгорания.
- Турбина и компрессор поглощают часть энергии рабочего тела перед поступлением его в сопло.
В результате максимальная скорость истечения реактивной струи у ТРД меньше, чем у ПВРД, что (в соответствии с формулой (1)) ограничивает скорость полёта летательного аппарата с ТРД значениями 2,5 – 3М.
Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую – увеличением расхода горючего в камере – из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных так называемой форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела повышается, и тяга двигателя возрастает, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при выполнении манёвров, требующих увеличения тяги. При форсаже значительно повышается расход топлива, поэтому этот режим используется кратковременно.
[править] Отклоняемый вектор тяги
С 80-х годов ХХ в. ТРД стали оборудоваться соплами с так называемым отклоняемым вектором тяги (ОВТ). Эти сопла состоят из продольных элементов, называемых створками, подвижных относительно друг-друга и приводимых в движение специальным механизмом, позволяющим по команде пилота или автоматической системы управления двигателем, изменять геометрию сопла. При этом изменяются размеры критического (самого узкого) и выходного сечений сопла, что позволяет оптимизировать работу двигателя при полётах на разных скоростях и высотах и, в значительной степени, скомпенсировать сильную зависимость тяги ТРД от скорости полёта в нижней области диапазона скоростей[12][2].
Помимо этого, сопла с ОВТ позволяют в некоторых пределах (до 20°) отклонять реактивную струю относительно продольной оси самолёта, и, следовательно, направление вектора тяги (что и оправдывает название «отклоняемый вектор тяги»). Это значительно улучшает маневренность самолёта вообще, и, в частности, при взлёте и посадке: отклоняя реактивную струю вниз, пилот добивается существенного увеличения вертикальной составляющей вектора тяги двигателя, компенсирующей недостаток подъёмной силы крыла при взлёте и посадке самолёта на относительно низких скоростях. (См. Управление вектором тяги)
[править] Область применения ТРД
Турбореактивный двигатель с форсажной камерой (наряду с описанным далее двухконтурным) незаменим, как привод скоростных реактивных самолётов военного назначения – истребителей-перехватчиков. В этой нише сегодня у ТРД просто нет достойных конкурентов. Иногда он используется и как маршевый двигатель крылатых ракет. Пример – крылатая ракета «Томагавк»
Образцы самолётов, оборудованных ТРД:
 Тактический истебитель F-15 Eagle |
 Истребитель 4-го поколения с ОВТ МиГ-29. Посадка. |
 Истребитель- бомбардировщик F-16 |
[править] Семейство газотурбинных авиационных двигателей
ТРД был создан, как двигатель, предназначенный для высокоскоростных самолётов, и в этом назначении он лидирует на протяжении более полувека. Но самолёт – летательный аппарат с широким спектром применения, и скорость – не единственное его достоинство. Чем выше скорость самолёта, тем большее сопротивление воздуха ему приходится преодолевать (при прочих равных условиях). Это значит, что на 1 км пути менее быстрый самолёт на преодоление лобового сопротивления затрачивает меньше энергии (и, в конечном счёте – топлива), чем скоростной, что для коммерческой авиации во многих случаях предпочтительно.
Эти обстоятельство заставило конструкторов авиадвигателей после успеха со скоростным ТРД искать пути для создания д