Сегодняшние системы вывода грузов в космос имеют общую проблему: для каждого килограмма полезной нагрузки нужно везти с собой многократное количество топлива, чтобы груз вообще мог набрать орбитальную скорость. Например, 85% от 750 тонн стартовой массы ракеты-носителя "Ариан-5" составляет масса топлива твердотопливных бустеров и работающей на жидком водороде и кислороде главной ступени. Каждый килограмм, сэкономленный на топливе, приводит к увеличению КПД носителя.
 |
Давление и температура воздуха во впускном тракте зависит не только от скорости полета, но и от плотности воздуха, т.е. от высоты полета. Из требований необходимой для рабочего процесса степени сжатия и конструктивных ограничений планера и деталей двигателя по температуре и давлению получается т.н. зона работы воздушный двигателей, в рамках которой находятся все возможные концепции прямоточных двигателей. |
Уже с 50-х годов ведутся
исследования над прямоточными двигателями (ПТД). Так в 1957 году
впервые взлетел французский экспериментальный самолет Nord Griffon II с
комбинированной силовой установкой, состоящей из ПТД и обычного ТРД.
До завершения исследовательской программы в 1959 году этот самолет
совершил около 200 полетов и при этом поставил мировой рекорд скорости в
Mach 2,19. Кроме того, ПТД устанавливались в прошлом на различных
ракетах "воздух-земля" и "земля-воздух" - в комбинации с ракетными
двигателями. Но только с развитием технологий жаростойких материалов и под
давлением необходимости создания более мощных и экономичных космических
носителей прямоточные двигатели попали сегодня снова в центр внимания
интенсивных исследовательских
работ.
В принципе прямоточный двигатель является использующим
атмосферный воздух устройством без движущихся частей. При высоких скоростях
полета воздух так сильно сжимается во входной части двигателя, что отпадает
потребность в компрессоре, как в ТРД. Это является главным отличием ПТД от
обычных ТРД, которые по существу состоят из пяти компонент: входной тракт,
компрессор, камера сгорания, турбина и сопло.
В обычных реактивных двигателях тяга создается в трех
стадиях работы: входной тракт (под действием набегающего воздуха) и компрессор
сжимают воздух, затем в камере сгорания ему придается доп. энергия путем
сжигания горючего. В турбине и сопле раскаленные газы расширяются , причем
внутренняя энергия газов преобразуется в кинетическую и, таким образом, в тягу
двигателя. Однако при увеличении скорости полета качества ТРД ухудшаются. Это
можно продемонстрировать т.н. топливноспецифическим импульсом (ТСИ). Это
термодинамическая величина описывает тягу, созданную единицей массы топлива.
Значение ТСИ резко падает с увеличением скорости. Другими словами: при больших
числах Mach для создания требуемой тяги требуется непропорционально большой
расход топлива. При Mach 3 и выше ТСИ прямоточного двигателя становится лучше,
чем у ТРД, у которого в этом виноват компрессор. Эта многоступенчатая компонента
с гребными и направляющими лопатками вызывает потери энергии, не принося большой
пользы на больших Mach-числах. Поскольку с ростом скорости растет и сжатие
набегающего воздуха во впускном тракте, то доля компрессора в суммарном сжатии
воздуха падает: при Mach 1 примерно 50%, при Mach 2 - около 15% и при Mach 3 -
менее 4%.
 |
Задачей впускного диффузора является снижение скорости потока и преобразование его кинетической энергии в увеличение давления с минимальными потерями. Снижение скорости на сверхзвуке достигают т.н. скачками давления. Так называют резкие изменения свойств газа. При этом резко повышаются давление, температура и плотность, в то время как скорость газа падает. Это сопровождается и потерей энергии, тем большей, чем сильнее скачки давления. Различают косые и более энергоемкие прямые скачки. Такие прямые скачки приводят к снижению скорости газа со сверхзвуковой до дозвуковой, в то время как косые скачки проходят на сверхзвуке. При этом более выгодно сжимать воздух несколькими слабыми косыми скачками, чем одним сильным. Если скорость потока должна быть дозвуковой, как при Ramjet или ТРД военного самолета, не обойтись без заключительного прямого скачка. Чтобы уменьшить его потери энергии, предварительно снижают скорость потока до небольшой звуковой косыми скачками сжатия. На Scramjet - впускных трактах прямой скачок давления вообще не нужен, т.к. сжатие воздуха в них происходит только за счет косых скачков. Т.н. "чисто внутреннее сжатие" имеет меньше потерь на скоростях выше Mach 4, в области скоростей между Mach 2,5 и 4 обычно применяют смешанное сжатие, при котором часть косых скачков давления вызывается еще перед самим впускным трактом с помощью конуса или клина. |
 |
Ramjet - это прямоточный двигатель; с дозвуковым сгоранием топлива. Начиная со скорости ~Mach 6 целесообразнее применять т.н. Scramjet со сверхзвуковым потоком в камере сгорания. Хотя сверхзвуковое горение не так эффективно, такие двигатели имеют существено меньшие потери энергии на скачки сжатия во входном тракте. |
X-43A будет первым гиперзвуковым самолетом с Scramjet, т.е. с прямоточным двигателем со сверхзвуковым горением. Всего строится три аппарата, которые должны достигнуть скоростей Mach 7 - 10. Летательный аппарат не может взлетать самостоятельно и поэтому будет выноситься самолетом B-52 NASA на высоту старта. Ракета-носитель разгоняет X-43A до рабочих скоростей Scramjet-двигателя.
 |
 |
| X-43A должен достичь высоты 30 км | Тест Х-43А с носителем "Pegasus" в воздушном канале |
Wolfgang Birkenstock FLUG-REVUE, май 2000 Перевел Waldi по разрешению редакции
testpilot.ru
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.
.
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ПВРД), авиационный РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, реактивный мотор, приводящий в движение летательный аппарат с помощью скоростного потока воздуха, сжимаемого в приемном устройстве и используемого при СГОРАНИИ УГЛЕВОДОРОДНОГО топлива. Единственная… … Научно-технический энциклопедический словарь
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ПВРД) реактивный двигатель, в котором непрерывно поступающий в камеру сгорания воздух сжимается под действием скоростного напора. Имеет большую тягу при сверхзвуковых скоростях полета; отсутствует статичная тяга (необходим принудительный старт) … Большой Энциклопедический словарь
прямоточный воздушно-реактивный двигатель — ПВРД — [http://slovarionline.ru/anglo russkiy slovar neftegazovoy promyishlennosti/] Тематики нефтегазовая промышленность Синонимы ПВРД EN ram jet … Справочник технического переводчика
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель — Основная статья: Воздушно реактивный двигатель Огневые испытания ПВРД в лаборатории NASA … Википедия
прямоточный воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Компоновки ЛА с ПВРД. прямоточный воздушно реактивный двигатель (ПВРД) бескомпрессорный воздушно реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока… … Энциклопедия «Авиация»
прямоточный воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Компоновки ЛА с ПВРД. прямоточный воздушно реактивный двигатель (ПВРД) бескомпрессорный воздушно реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока… … Энциклопедия «Авиация»
прямоточный воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Компоновки ЛА с ПВРД. прямоточный воздушно реактивный двигатель (ПВРД) бескомпрессорный воздушно реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока… … Энциклопедия «Авиация»
прямоточный воздушно-реактивный двигатель — Рис. 1. Компоновки ЛА с ПВРД. прямоточный воздушно реактивный двигатель (ПВРД) бескомпрессорный воздушно реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока… … Энциклопедия «Авиация»
прямоточный воздушно-реактивный двигатель — oro reaktyvinis tiesiasrovis variklis statusas T sritis Energetika apibrėžtis Oro reaktyvinis variklis, kurio įėjimo difuzoriuje orą slegia tekančio oro srauto kinetinė energija. Darbo procesas nenutrūkstamas. Oro reaktyvinis tiesiasrovis… … Aiškinamasis šiluminės ir branduolinės technikos terminų žodynas
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — (ПВРД) бескомпрессорный воздушно реактивный двигатель, в к ром сжатие воздуха происходит за счёт кинетич. энергии набегающего возд. потока. Для ЛА с ПВРД необходим дополнит. двигатель для разгона до скорости включения ПВРД, к рая может в 1,5 2… … Большой энциклопедический политехнический словарь
dic.academic.ru
Описание: В книге изложена методика расчета характеристик, анализа и выбора оптимальных параметров прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД). Приведены алгоритмы расчета ПВРД с дозвуковым горением топлива в камере сгорания. Особое внимание обращено на работу ПВРД в составе ЛА (летательного аппарата) в полете. Приведен алгоритм расчета параметров ПВРД на протяжении полета. Приведена оптимизация полёта ЛА с ПВРД и оптимизация параметров ПВРД на оптимальной траектории. Книга иллюстрирована графиками, рассчитанными по приведенным методикам. Книга является продолжением книги автора «Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (параметры, характеристики, применение)», изданной в 2002 г.Книга предназначена для инженеров и специалистов в области авиационно-ракетной техники, а также может быть полезна преподавателям и учащимся авиационных учебных заведений.Из предисловия: Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) - единственный двигатель, способный обеспечить полет с гиперзвуковыми скоростями в атмосфере Земли и наиболее экономичный и экологичный полет за пределы атмосферы. Тяга ПВРД создается за счет увеличения количества движения рабочего тела при подводе к рабочему телу тепла - количество движения реактивной струи продуктов сгорания на выходе из двигателя превосходит количество движения потока воздуха на входе.ПВРД является наиболее простым из воздушно-реактивных двигателей, поскольку рабочий цикл ПВРД происходит без механического сжатия рабочего тела, соответствующие подвижные механические части в ПВРД отсутствуют. ПВРД считается наиболее простым по конструкции двигателем для ЛА, но его реализация на конкретном ЛА парадоксально сложна. ПВРД сложен по еготеории и расчету. Сложность заключается не только во внутренних процессах ПВРД, но и в требовании тесного согласования с ЛА. В отличие от других двигателей ПВРД является аэродинамическим телом и его невозможно проектировать независимо от ЛА. Кроме того, ПВРД требует очень точной настройки и согласования различных параметров. Изготовление работающего на стенде ПВРД сравнительнонесложно. Трудности начинаются с момента установки ПВРД на ЛА и целиком ложатся на изготовителя ПВРД.
airspot.ru
Ракетно-прямоточный двигатель содержит камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник. Газогенератор выполнен вращающимся, находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя. Изобретение позволяет увеличить коэффициент дожигания топлива, предупредить срыв горения и уменьшить габариты камеры дожигания и массовые характеристики двигателя в целом. 2 ил.
Изобретение относится к авиастроению, а именно к двигателестроению, и может быть использовано для замены существующих прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД).
Наиболее близким по технической сущности является ПВРД (прототип [1]), в состав которого входят ракетная ступень, состоящая из ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ), вслед за которым расположена прямоточная ступень, состоящая из воздухозаборника, камеры дожигания и выходного сопла. Обеспечение высокой степени дожигания топлива обеспечивается большой длиной камеры дожигания. Однако данный тип двигателя обладает значительными габаритными характеристиками. Кроме того, для обеспечения высокого коэффициента дожигания топлива необходима значительная длина камеры дожигания, а вследствие высокого скоростного напора при полете на сверхзвуковых скоростях возможен срыв горения. Задачей данного изобретения является увеличение коэффициента дожигания топлива, предупреждение срыва горения и уменьшение габаритов камеры дожигания и массовых характеристик двигателя в целом. Данная задача решается за счет того, что газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом 20-30o к оси двигателя, что обеспечивает вращение газогенератора в процессе работы и поддержание турбулентного горения в камере дожигания. Это повышает устойчивость горения топливной смеси и, как следствие, удельный импульс двигателя. Заявляемая конструкция ПВРД отличается от прототипа тем, что в ней используется вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами, размещенный внутри камеры дожигания. На фиг. 1 представлен общий вид, а на фиг. 2 - сечение А-А ракетно-прямоточного двигателя с вращающимся блоком полупетлевых сопл. Предлагаемая конструкция состоит из корпуса (13), внутри которого размещены воздухозаборник с центральным телом (4), которое жестко закреплено на узлах (5), камера дожигания с соплом Лаваля (11), внутри которой расположены вращающийся газогенератор с полупетлевыми соплами (12), повернутыми на угол 20-30o по часовой стрелке (сечение А-А), заряд стартового ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) (9) и воспламенитель (7). Конструкция также состоит из топливного отсека, расположенного внутри центрального тела воздухозаборника (4), и трубопровода подачи топлива (8), который является подвижным, закреплен на подшипнике (2) центрального тела воздухозаборника и подшипнике (3) узлов крепления трубопровода (6) и одновременно является узлом крепления вращающегося газогенератора (10). Двигатель работает следующим образом. При подаче команды на воспламенение с помощью воспламенителя (7) поджигается заряд твердого топлива, размещенный в камерах газогенератора (10) и дожигания (9). Продукты горения, истекающие из камеры дожигания через сопло Лаваля (11), создают реактивную силу тяги. После окончания горения стартового РДТТ летательный аппарат набирает скорость более 100 м/с, необходимую для начала работы РПД. Далее, топливо (1) с низким содержанием окислителя из топливного отсека, расположенного в центральном теле воздухозаборника (4), по трубопроводу (8) подается в газогенератор (10), где поджигается воспламенителем (7). Вследствие недостаточного количества окислителя газовая смесь разогревается, однако топливо до конца не сгорает и поступает через полупетлевые сопла (12) в камеру дожигания. Поскольку сопла расположены под углом 20-30o, то возникающая при истечении горячей топливной смеси из газогенератора реактивная сила его раскручивает. Попав в камеру дожигания, топливная смесь перемешивается с атмосферным воздухом, поступающим через воздухозаборники, и сгорает. Продукты сгорания через сопло Лаваля истекают в атмосферу, создавая реактивную силу. Литература 1. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей -М.: Машиностроение, 1980г., стр.489-494.Формула изобретения
Ракетно-прямоточный двигатель, содержащий камеру дожигания с соплом Лаваля, газогенератор, заряд твердого топлива, воспламенитель, воздухозаборник, отличающийся тем, что вращающийся газогенератор находится внутри камеры дожигания и имеет полупетлевые сопла, размещенные под углом в 20-30o к оси двигателя.РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2www.findpatent.ru
Огневые испытания ПВРД в лаборатории НАСА Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД; англоязычный термин — ramjet, от ram — таран) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи, истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для вывода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.
В 1913 году француз [en] получил патент на 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 1930-х годах с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).
В 1937 году французский конструктор [en] получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт пилотируемого аппарата с маршевым ПВРД, [en]. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые [en] и [en], а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление турбореактивных двигателей представлялось более перспективным.
Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга при неподвижности, 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 1950-х годов, в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.
В СССР с 1954 по 1960 год в ОКБ-301 под руководством генерального конструктора С. А. Лавочкина, 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 имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше М = 3 и на высоте 17 км. В 1957 году 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 С. А. Лавочкина в 1960 году окончательно похоронила проект.
Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 «Оникс», П-270 «Москит».
Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом. Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30—60 м/с, что соответствует числу Маха 0,1—0,2), его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию — его температура и давление повышаются.
В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является изоэнтропийным, степень повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается уравнением
ppo=(1+k−12⋅Mn2)kk−1{\displaystyle {\frac {p}{p_{o}}}={\bigg (}1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2}{\bigg )}^{\frac {k}{k-1}}} (5)где
p{\displaystyle p} — давление в полностью заторможенном потоке; po{\displaystyle p_{o}} — атмосферное давление; Mn{\displaystyle M_{n}} — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде), k{\displaystyle k} — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4.На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.
Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает. Затем рабочее тело сначала, сжимаясь в сопле, достигает звуковой скорости, а потом, расширяясь — сверхзвуковой, ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.
Схема устройства ПВРД на жидком топливе: # встречный поток воздуха; # центральное тело; # входное устройство; # топливная форсунка; # камера сгорания; # сопло; # реактивная струя. 
Схема устройства твердотопливного ПВРД Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:
Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «Бладхаунд». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания. В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.
Сила тяги ПВРД определяется выражением
P=dmadt⋅(ve−v)+dmfdt⋅ve{\displaystyle P={\frac {dm_{a}}{dt}}\cdot (v_{e}-v)+{\frac {dm_{f}}{dt}}\cdot v_{e}}Где P{\displaystyle P} — сила тяги, v{\displaystyle v} — скорость полёта, ve{\displaystyle v_{e}} — скорость реактивной струи относительно двигателя, dmfdt{\displaystyle {\frac {dm_{f}}{dt}}} — секундный расход горючего.
Секундный расход воздуха:
dmadt=ρ⋅dVdt=ρ⋅S⋅dldt=ρ⋅S⋅v{\displaystyle {\frac {dm_{a}}{dt}}=\rho \cdot {\frac {dV}{dt}}=\rho \cdot S\cdot {\frac {dl}{dt}}=\rho \cdot S\cdot v},где
ρ{\displaystyle \rho } — плотность воздуха (зависит от высоты), dVdt{\displaystyle {\frac {dV}{dt}}} — объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, S{\displaystyle S} — площадь сечения входа воздухозаборника, v{\displaystyle v} — скорость полёта.Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью сгорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:
dmdt=dmadt+dmfdt=dmadt+1L⋅dmadt=dmadt⋅(1+1L){\displaystyle {\frac {dm}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}+{\frac {dm_{f}}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}+{\frac {1}{L}}\cdot {\frac {dm_{a}}{dt}}={\frac {dm_{a}}{dt}}\cdot (1+{\frac {1}{L}})},где
dmadt{\displaystyle {\frac {dm_{a}}{dt}}} — секундный расход воздуха, dmfdt{\displaystyle {\frac {dm_{f}}{dt}}} — секундный расход горючего, L{\displaystyle L} — стехиометрический коэффициент смеси горючего и воздуха.Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.
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 ракетных твердотопливных двигателях. Если для последних 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 твердотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 «Москит».
В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.
Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.
Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М = 0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M < 0,5 ПВРД практически неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, то есть при М → 1, степень повышения давления составляет лишь 1,89, а идеальный термический КПД — лишь 16,7 %, что в 1,5 раза меньше, чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.
По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.
Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне чисел Маха 1 < M < 5.
Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.
Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического течения, внешнего сжатия с тремя скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления. 
Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с осесимметричным входным устройством с центральным телом. 
Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух-земля [en] (Франция) Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока (косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока). В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой, и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.
В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — так называемое внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим смещать его вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.
При установке двигателя на нижней (боковой) стенке фюзеляжа, или под крылом летательного аппарата, то есть в зоне аэродинамического влияния его элементов, обычно применяются плоские входные устройства двухмерного течения, имеющие прямоугольное поперечное сечение, без центрального тела. Система скачков уплотнения в них обеспечивается благодаря внутренней форме канала. Они называются также устройствами внутреннего или смешанного сжатия, так как внешнее сжатие частично имеет место и в этом случае — в скачках уплотнения, образованных у носового окончания и/или у передней кромки крыла летательного аппарата. Регулируемые входные устройства прямоугольного сечения имеют меняющие своё положение клинья внутри канала.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М = 3 для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле (2) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически, по формуле (3), достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 СПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.
При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, и его абсолютная температура при полном торможении (в изоэнтропийном процессе) выражается формулой
T=To⋅(1+k−12⋅Mn2){\displaystyle T=T_{o}\cdot (1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2})}где Tо — температура окружающего невозмущённого потока. При М = 5 и Tо = 273 K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638 К, при М = 6 — 2238 К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М = 5, считается предельной для СПВРД.
Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (рисунок художника) 
Иллюстрация газодинамических процессов в плоском ГПВРД с соплом [en] Сжатие воздуха происходит в двух скачках уплотнения: внешнем, образованным у носового окончания аппарата, и внутреннем — у передней кромки нижней стенки двигателя. Оба скачка — косые, и скорость потока остаётся сверхзвуковой. Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин — scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше М = 5 (верхний предел точно не устанавливается).
На начало XXI века этот тип двигателя является экспериментальным: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.
Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бо́льшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.
Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.
Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.
Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.
ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твердотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.
Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой[1], но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < М < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.
Во второй половине 1950-х годов, в эпоху холодной войны, в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.
Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 году были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 МВт в течение пяти минут с тягой 156 кН). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 года. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.
Тем не менее, ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. То есть, например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скоростей от М = 1, переходит на использование атмосферного воздуха.
encyclopaedia.bid
Огневые испытания ПВРД в лаборатории NASA Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.
Leduc 010 - первый аппарат, летавший с ПВРД (Музей в Ле Бурже). Первый полёт — 19 ноября 1946 В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на 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 1930-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 году 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 года 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 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.
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 XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.
В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина, 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 имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17 км. В 1957 году 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 1960 г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.
Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом:
(5) где 
— давление в полностью заторможенном потоке; 
— атмосферное давление; 
— полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде), 
— показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4. На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление. 
Схема устройства ПВРД на жидком топливе. 1. Встречный поток воздуха; 2. Центральное тело. 3. Входное устройство. 4. Топливная форсунка. 5. Камера сгорания. 6. Сопло. 7. Реактивная струя. 
Схема устройства твёрдотопливного ПВРД Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:
(3) 
Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «Бладхаунд». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания. В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта, может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи, тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.
Сила тяги ПВРД определяется выражением
Где 
— сила тяги, 
— скорость полёта, 
— скорость реактивной струи относительно двигателя, 
— секундный расход горючего.
Секундный расход воздуха:
Где 
— плотность воздуха(зависит от высоты), 
-объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, 
— площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.
Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью згорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:
Где 
— секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, 
— стехиометричнеский коэффициент смеси горючего и воздуха.
Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.
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 может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.
В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на дозвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.
Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.
Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M<0,5 ПВРД неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, при М=1 степень повышения давления составляет 1,89, а идеальный термический КПД — 16,7 %, что в 1,5 раза меньше чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же, и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.
По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.
Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне 1 < M < 5.
Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.
Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического течения, внешнего сжатия с тремя скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления. 
Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с асимметричным входным устройством с центральным телом. 
Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух — земля ASMP (Франция) Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4-х) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока. (Косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока.) В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.
В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — т. н. внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.
При установке двигателя на нижней (боковой) стенке фюзеляжа, или под крылом летательного аппарата, то есть в зоне аэродинамического влияния его элементов, обычно применяются плоские входные устройства двухмерного течения, имеющие прямоугольное поперечное сечение, без центрального тела. Система скачков уплотнения в них обеспечивается благодаря внутренней форме канала. Они называются также устройствами внутреннего или смешанного сжатия, так как внешнее сжатие частично имеет место и в этом случае — в скачках уплотнения, образованных у носового окончания и/или у передней кромки крыла летательного аппарата. Регулируемые входные устройства прямоугольного сечения имеют меняющие своё положение клинья внутри канала.
В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М=3 для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле (2) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически (по формуле (3)) достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 СПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.
При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, и его абсолютная температура при полном торможении (в изоэнтропийном процессе) выражается формулой:
где 
— температура невозмущённого потока. При М=5 и Тo=273K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638К, при М=6 — 2238К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД
Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (Рисунок художника) 
Иллюстрация газодинамических процессов в плоском ГПВРД с соплом SERN Сжатие воздуха происходит в двух скачках уплотнения: внешнем, образованным у носового окончания аппарата, и внутреннем — у передней кромки нижней стенки двигателя. Оба скачка — косые и скорость потока остаётся сверхзвуковой. Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин — Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, (верхний предел точно не устанавливается).
На начало XXI в. этот тип двигателя является экспериментальным: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.
Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бо́льшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.
Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.
Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.
Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.
ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости. Для достижения начальной скорости, при которой он становится эффективным, аппарат с этим двигателем нуждается во вспомогательном приводе, который может быть обеспечен, например, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.
Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой[1], но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Так же ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.
Во второй половине 50-х годов ХХ в., в эпоху холодной войны, В США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.
Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 г. были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 мегаватт в течение пяти минут с тягой 156 kN). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 г. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.
Тем не менее ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. Т. е., например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скорости от 1М, переходит на использование атмосферного воздуха.
xzsad.academic.ru
Полезная модель относится к двигателестроению и может быть использована, в частности, в качестве авиационного и ракетного двигателя, использующего в качестве основного топлива для получения реактивной тяги водород, а в качестве окислителя - кислород. Оба реагента используются в газообразном агрегатном состоянии и генерируются методом электролиза воды непосредственно на борту летательного аппарата. Требуемый технический результат, заключающийся в расширении функциональных возможностей и повышении экологичности, достигается в устройстве, содержащем турбореактивный двигатель, комплект электролизеров, трубопровод для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода перегретого пара в электролизер, камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подачи воды в парогенератор от баков с водой, корпус двигателя, реактивное сопло ракетного отсека, реактивное сопло турбореактивного двигателя, эжекторное сопло двигателя, парогенератор, пароперегреватель, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека, регулируемую перепускную створку для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок управления расходом кислорода, воздуховод ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя. 1 ил.
Полезная модель относится к двигателестроению и может быть использована, в частности, в качестве авиационного и ракетного двигателя, использующего в качестве основного топлива для получения реактивной тяги водород, а в качестве окислителя - кислород. Оба реагента используются в газообразном агрегатном состоянии и генерируются методом электролиза воды непосредственно на борту летательного аппарата (ЛА).
Известен двигатель, характеризующийся тем, что он выполнен двухконтурным, содержит корпус, опертые на него турбины с роторами, компрессоры, топливно-насосную группу, реактивные сопла с изменяющимся критическим сечением, охлаждаемую камеру сгорания и систему управления с командным и исполнительными органами, реализующую вывод двигателя из частотного режима вращения ротора, соответствующего диапазону частот, не обеспечивающего требуемых запасов устойчивости работы компрессоров, в режим частот, обеспечивающий требуемый запас устойчивости как в ситуациях промежуточных режимов, для которых реактивное сопло выполнено с возможностью изменения критического сечения, так и в ситуациях, соответствующих максимальному и форсажному режимам работы двигателя, для которых двигатель снабжен системой, обеспечивающей увеличение перепад давления на турбинах до достижения требуемых запасов устойчивости работы компрессоров [RU 108496, U1, F02K 1/17, 20.09.20011].
Недостатком устройства является относительно низкая экологичность, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Известен также двигатель, содержащий корпус, осевой трехступенчатый компрессор, камеры сгорания и газовую турбину, причем, продольные оси камер сгорания расположены под углом 45-75° к торцевой плоскости двигателя и перпендикулярны поверхности пера лопатки газовой турбины в зоне ее входной кромки, причем турбина заключена в массивный корпус, а количество ее лопаток больше или равно числу камер сгорания, за турбиной соосно установлен диффузор со спрямляющими стенками в форме плоских лопастей, закрепленных одним концом равномерно по окружности внутренней поверхности корпуса двигателя и расположенных по радиусу в продольной осевой плоскости, а другим - к ступице, через внутреннее отверстие которой проходит вал [RU 2122132, C1, F02K 3/00, 20.11.1998].
Недостатком устройства также является относительно низкая экологичность, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Известен также двигатель, содержащий корпус, в котором последовательно расположены турбина с затурбинным обтекателем, смеситель, форсажная камера, сопло, при этом, затурбинный обтекатель содержит охлаждаемую и неохлаждаемую части, в охлаждаемой части выполнен кольцевой канал, образованный внутренней обечайкой и перфорированной поверхностью затурбинного обтекателя, смеситель образует с корпусом канал холодного воздуха, а с неохлаждаемой частью затурбинного обтекателя - канал горячего воздуха, форсажная камера содержит кольцевые стабилизаторы пламени, а малый кольцевой стабилизатор пламени выполнен охлаждаемым и установлен так, что он заслоняет неохлаждаемую часть затурбинного обтекателя со стороны сопла [RU 2480604, C1, F02K 3/02, 27.04.2013].
Это устройство также обладает относительно низкой экологичностью, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Наиболее близким по технической сущности к предложенному является двигатель, имеющий входное сопло, компрессор, камеру сгорания, турбину, форсажную камеру, реактивное сопло, лопатки компрессора, турбины, профиль межлопаточного канала, при этом, выходная и входная кромки пера лопатки образуются двумя параболами: У1=K 1X1/2, У2=2Ko+K2 X1/2, касающимися окружности радиусом R
2Ro, центр которой находится на расстоянии 1(2/3)L, где L - проекция длины пера на координату X, изначально задают угол атаки и угол наклона 
=(7°-15°), параметры начального радиуса R o=(1/5-1/10)L, радиус окружности R=(2-3)Ro, величины проекций длины пера L=(0,05-0,15) м, и центра окружности радиусом R1(2/3)L, коэффициенты K1 и K2 рассчитываются по формулам 
; 
, где точки A и B - точки касания параболами У1 и У2 окружности радиусом R, точка A находится пересечением угла наклона =(7°-15°) с перпендикуляром, восстановленным из точки 1(2/3)L, точка B - конец диаметра, отложенного от точки A окружности радиусом К на восстановленном перпендикуляре, профиль корыта пера и его спинки образуются пересечением двух парабол: У3=K3X1/2, 
, где коэффициенты K3 и K4 выбираются из K3=(1-3), K4=(0,4-0,8)K3 выходная кромка пера закруглена радиусом 
, конец пера загнут радиально радиусом RRo на угол 
=(45°-60°) [RU 2367798, C2, F01D 5/14, F02K 3/02, 20.09.2009].
Недостатком наиболее близкого технического решения является относительно низкая экологичность, поскольку в атмосферу попадают большие объемы продуктов горения углеводородного топлива.
Задача, которая решается в предложенном техническом решении, заключается в создании устройства, в котором обеспечивается его работа без использования больших объемов углеводородного топлива, а также повышение экологичности путем сокращения объемов выбросов в атмосферу продуктов горения углеводородного топлива.
Требуемый технический результат заключается в создании устройства, в котором за счет введения дополнительного арсенала технических средств обеспечивается расширение его функциональных возможностей путем обеспечения его работы без использования больших объемов углеводородного топлива, а также повышение экологичности путем сокращения объемов выбросов в атмосферу продуктов горения углеводородного топлива.
Поставленная задача решается, а требуемый технический результат достигается тем, что, в углеродно-водородный прямоточный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с камерой сгорания турбореактивного двигателя и реактивным соплом турбореактивного двигателя, согласно предложенной полезной модели введены установленные в корпусе углеродно-водородного прямоточного двигателя вместе с турбореактивным двигателем камера сгорания ракетного отсека, оснащенная воздуховодом ракетного отсека, комплект электролизеров, трубопровод для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека, термоэлектрогенератор с клеммой положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммой отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод для подвода перегретого пара в электролизеры комплекта, трубопровод для подачи воды в парогенератор из баков с водой, реактивное сопло ракетного отсека, эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя, парогенератор, пароперегреватель, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок управления расходом кислорода, воздуховод ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя, при этом, парогенератор, соединенный по трубопроводу для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель выполнены в едином корпусе и размещены на выходе турбореактивного двигателя и соединены с входами электролизеров комплекта, клеммы положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы отрицательного потенциала термоэлектрогенератора соединены, соответственно, с клеммами положительного и отрицательного потенциала электролизеров комплекта, выходы которых по трубопроводу для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и трубопроводу для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека соединены с камерой сгорания ракетного отсека, соединенного с реактивным соплом ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя установлена на выходе камеры сгорания ракетного отсека, блок управления расходом кислорода установлен перед входом в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя выполнен между трубопроводом для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и камерой сгорания турбореактивного двигателя, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека установлена между комплектом электролизеров и камерой сгорания ракетного отсека, а эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя выполнено на объединенном выходе реактивного сопла турбореактивного двигателя и реактивного сопла ракетного отсека.
На чертеже представлена функциональная схема углеродно-водородного прямоточного двигателя.
На чертеже обозначены: клемма 1 отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, турбореактивный двигатель (ТРД) 2, комплект 3 электролизеров, трубопровод 4 для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод 5 для подвода водорода в камеру сгорания ракетного огтсека, клемма 6 положительного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод 7 для подвода перегретого пара в электролизер, камера 8 сгорания ракетного отсека, трубопровод 9 для подачи воды в парогенератор от баков с водой, корпус 10 двигателя, реактивное сопло 11 ракетного отсека, реактивное сопло 12 турбореактивного двигателя, эжекторное сопло 13 двигателя, парогенератор 14, пароперегреватель 15, пуско-регулирующая аппаратура 16 ракетного отсека, регулируемая перепускная створка 17 для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок 18 управления расходом кислорода, воздуховод 19 ракетного отсека, трубопровод 20 для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя.
В углеродно-водородном прямоточном двигателе камера сгорания 8 ракетного отсека оснащена воздуховодом 20 ракетного отсека, парогенератор 14, соединенный по трубопроводу 9 для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель 15 выполнены в едином корпусе, размещены на выходе турбореактивного двигателя 2 и соединены с входами электролизеров комплекта 3, клеммы 6 положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы 1 отрицательного потенциала термоэлектрогенератора соединены, соответственно, с клеммами положительного и отрицательного потенциала электролизеров комплекта 3, выходы которых по трубопроводу 4 для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и трубопроводу 5 для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека соединены с камерой сгорания 8 ракетного отсека, соединенного с реактивным соплом 11 ракетного отсека, регулируемая перепускная створка 17 для управления режимами утлеродно-водородного прямоточного двигателя установлена на выходе камеры сгорания 8 ракетного отсека, блок 18 управления расходом кислорода установлен перед е ходом в камеру сгорания 8 ракетного отсека, трубопровод 20 для подачи излишков кислорода в камеру сгорания ракетного турбореактивного двигателя выполнен между трубопроводом для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и камерой сгорания турбореактивного двигателя, пуско-регулирующая аппаратура 16 ракетного отсека установлена между комплектом 3 электролизеров и камерой сгорания 8 ракетного отсека, а эжекторное сопло 13 углеродно-водородного прямоточного двигателя выполнено на объединенном выходе реактивного сопла 12 турбореактивного двигателя и реактивного сопла 11 ракетного отсека.
Работает углеродно-водородный прямоточный двигатель следующим образом.
В предложенном углеродно-водородном прямоточном двигателе в качестве основного топлива для получения реактивной тяги применяется водород, а в качестве окислителя - кислород. Оба реагента используются в газообразном агрегатном состоянии и генерируются методом электролиза воды непосредственно на борту летательного аппарата (ЛА), на котром установлен углеродно-водородный прямоточный двигатель. В качестве теплогенератора используется обычный одновальный турбореактивный двигатель (ТРД) с нерегулируемым дозвуковым соплом и осевым компрессором, работающий на авиационном керосине. В качестве источника постоянного электрического тока для осуществления процесса электролиза применен теплоэлектрогенератор.
Для получения газообразного водорода и кислорода на борту ЛА может быть использован способ электролиза воды, описанный на известном изобретении RU 2142905. Суть способа заключается в том, что генерирование водорода и кислорода осуществляется пропусканием через электрическое поле постоянного высокого напряжения (6000V) перегретого до 500
600°C водяного пара. Для реализации процесса электрелиза на корпусе 10 углеродно-водородного прямоточного двигателя под обшивкой устанавливается комплект 3 из 812 электролизеров. В каждый электролизер комплекта 3 под давлением поступает перегретый до 550°C водяной пар, который генерируется пароперегревателем 15, размещенным в контуре выходного устройства ТРД 2 и получающим тепло от выходящего из ТРД 2 газо-воздушного потока. Перегретый водяной пар получается в результате использования для его получения двух контуров: первый контур - парогенератор 14, например кассетного типа и имеющий технологические разъемы с целью оперативной замены, нагревает воду до 110140°С, утилизирует солевые отложения и другие микропримеси, что позволяет применять воду, как объект электролиза, после мембранной очистки, второй контур - пароперегреватель 15 перегревает пар до 550570°С и создает давление, необходимое для подачи пара в электролизеры комплекта 3. Особенность конструкции пароперегревателя 15 заключается в том, что размещаясь во фронтальной части паронагревателя 14 он получает тепловую энергию как от горячего газо-воздушного потока турбины ТРД 2, так и за счет демпфирования звуковых высокочастотных колебаний от работы ТРД 2, что позволяет дополнительно расслаблять межмолекулярные связи водяного пара. С этой целью фронтальная часть пароперегревателя 15 может быть выполнена в мембранном исполнении. Таким образом, находясь на пути протекания разогретого скоростного и «шумного» газо-воздушного потока, пароперегреватель 15 дополнительно выполняет и функцию шумопонижения работы ТРД 2. Вода, необходимая для электролиза, размещается в топливных баках летательного аппарата и подается в паронагреватель 14 по трубопроводу 9 под давлением специальными гидронасосами (на чертеже не показаны).
Источником электрического постоянного тока, необходимого для процесса электролиза, являются термоэлектрогенераторы, размещаемые совместно с электролизерами 3 состоящими из наборов базовых термоэлектрических блоков, позволяющих построить термоэлектрическую систему заданной мощности. Базовые термоэлектрические блоки, в свою очередь, состоят из термоэлектрических генераторных модулей, генерирующих электроэнергию путем прямого преобразования тепла в электричество. Отбор температур для активации термоэлектрических генераторных модулей происходит в следующем порядке: высокая температура 650700°С снимается с корпуса пароперегревателя 15, а низкая температура -56+40°С снимается с лобовой части обшивки турбореактивного двигателя.
Полученные методом электролиза газообразные водород и кислород по трубопроводам 4 и 5, соответственно, перемещаясь вдоль наружной поверхности электролизеров комплекта 3 и охлаждаясь, под вытеснительным воздействием своих паров подаются в камеру сгорания 8 ракетного отсека. Перемещение газов по разным трубопроводам предотвращает образование «гремучего газа», обеспечивает возможность регулировки соотношения реагентов (водород - кислород), что, в свою очередь, позволяет оперативно менять температуру пламени сгорания водорода от 800 до 3000°С и обеспечивать высокую приемистость двигателя. Для оперативной регулировки пропорций реагентов перед входом в камеру сгорания устанавливается блок 18 управления расходом кислорода. Расход водорода обычно постоянен и устанавливается расчетным путем для каждой конкретной гаммы двигателей. В свою очередь, каждый такой блок получает команду посредством интегрального блока команд от рычага управления двигателем. Таким образом, осуществляется управление углеводе>родным прямоточным двигателем на режимах взлета, крейсерского полета, посадки и других маневров летательного аппарата.
Излишки кислорода, стравливаемого из системы подвода при оперативном изменении расхода, подаются по трубопроводу 20 в камеру сгорания ТРД 2, повышая его экономичность и улучшая экологические характеристики.
С целью контролируемого обеспечения наиболее оптимальных параметров работы углеводородным прямоточным двигателем используются регулируемые перепускные створки 17, работа которых дополняет функциональные возможности двигателя: возможность получения реверсивной тяги, возможность управления скоростными параметрами парогазового выходного потока за счет изменения его площади сечения, возможность останова и запуска двигателя в полете и т.п.
Первоначальное обеспечение воздушным потоком двигателя через воздуховод 19 ракетного отсека стоящего на месте ЛА осуществляется за счет эжекционного эффекта от работающего осевого компрессора ТРД 2. Дальнейшее наполнение потока обеспечивается эжекцией высокотемпературной и высокоскоростной реактивной струи при запуске двигателя и скоростью ЛА во время полета. Для повышения тяговых характеристик выходное устройство двигателя оснащено эжекторным соплом 13.
Формально работа углеродно-водородного прямоточного двигателя дифференцируется на 6 основных режимов: запуск и розжиг ТРЛ, запуск ракетного отсека, взлетный режим, крейсерский режим, посадка и торможение, останов двигателя.
Запуск и розжиг ТРД 2 - стандартная, отработанная процедура перевода ТРД 2 из нерабочего состояния в установившийся режим малого газа, при котором он может устойчиво работать длительное время.
В режиме запуска увеличивается число оборотов турбины ТРД 2 и добавленная часть энергии продуктов сгорания идет на ускорение и разогрев газового потока в выходном устройстве для обеспечения процессов парогенерирования и пароперегрева в парогенераторе 14 и пароперегревателе 15, а также на нагнетание воздушного потока (за счет эжекции) в воздуховод 19 ракетного отсека. При этом режиме работы ТРД 2 развивает тягу, эквивалентную 2530% от номинальной тяги. В это время перегретый до 500-550°С водяной пар под давлением поступает в электролизеры комплекта 3, где при разряде постоянного электротока напряжением до 6000V происходит генерация водорода и кислорода. Продукты электролиза, охлаждаясь и уплотняясь в магистральном теплообменнике под воздействием вытеснительного давления своих паров, пройдя через блок 18 управления расходом кислорода, подаются в камеру сгорания 8 ракетного отсека, где водородно-кислородная смесь зажигается специальным запальным устройством. Двигатель выходит на минимальный режим. При дальнейшей работе двигателя горение поддерживается уже имеющимся факелом пламени.
Во время взлета активируется максимальный расчетный режим работы двигателя, заключающийся в одновременном применении взлетного режима работы ТРД 2 и максимального рабочего режима камеры сгорания 8 ракетного отсека, направленных на создание интегрированной реактивной тяги. В этом режиме ТРД 2 развивает тягу, эквивалентную 3035% от номинальной, поэтому количество потребления традиционного авиационного топлива уменьшается на 6570%.
Эжекторное сопло 13 позволяет существенно увеличить тягу предложенного двигателя. Особенность такого сопла состоит в том, что эжектируемым потоком является центральный газо-воздушный поток, создаваемый ТРД 2.
Крейсерский режим работы характеризуется следующими основными параметрами:
- ТРД 2 работает в установившемся режиме с минимальным расходом топлива, необходимым для поддержания режима малого газа, температуры пара и нагнетания воздуха для создания необходимой плотности газо-воздушного потока;
- углеводородный прямоточный двигатель выполняет пункции основного движителя, вся энергия сгорающей водородно-кислородной смеси расходуется только на создание реактивного тягового потока паро-газовой струи, т.е. на создание основной тяги двигателя;
- скорость полета ЛА регулируется как расходом водородно-кислородной смеси, так и регулируемыми перепускными створками воздуховода углеводородного прямоточного двигателя, при этом, на больших высотах полета створки могут быть полностью закрытыми, т.к. двигатель может работать в разреженном пространстве, а часть кислорода может подаваться в камеру сгорания ТРД 2 для поддержания интегрированного оптимального режима, что дает возможность повышения потолка до 18000 м и выше.
Торможение при посадке ЛА обеспечивается включением реверсивной тяги, механизм активации которой может находиться как в контуре двигателя, так и дополнительно в контуре внутреннего ТРД 2.
Останов углеводородного прямоточного двигателя осуществляется остановом ТРД 2.
Таким образом, предложенное техническое решение обладает следующими особенностями.
В качестве основного топлива, создающего тягу двигателя, применен газообразный водород, в качестве окислителя - газообразный кислород, производимые методом электролиза воды на борту летательного аппарата.
В качестве источника электропитания для реализации процесса электролиза воды применен термоэлектрогенератор, использующий для генерирования постоянного тока высокого напряжения разность температур между разогретой поверхностью парогенератора-перегревателя (600700°С) и внешней поверхностью обшивки двигателя (+40-56°С).
Применен эффективный способ шумопонижения, а именно метод демпфирования звуковых колебаний газового потока ТРД фронтальной поверхностью парогенератора - перегревателя. Такой способ демпфирования высокочастотных звуковых колебаний обеспечивает дополнительный нагрев водяного пара для электролиза внутри парогенератора - перегревателя и позволяет достичь параметров внутреннего ТРД, близких к малому газу, т.е. самому экономному режиму работы.
Основными преимуществами заявленного технического решения по отношению к известным являются следующие.
Углеродно-водородный прямоточный двигатель сочетает в себе основные положительные характеристики современных жидкостных ракетных и турбореактивных двигателей. Применение процесса электролиза воды на борту летательного аппарата позволяет безопасно генерировать водород и, без дорогого и опасного процесса хранения и транспортировки, использовать его в качестве топливного реагента в ракетном отсеке двигателя. При этом обеспечивается увеличение моторесурса ТРД в несколько раз, т.к. установившийся режим работы его в контуре предлагаемой конструкции двигателя по своей мощности составляет около 30% мощности штатного номинального режима обычного ТРД. Обеспечивается экономия топлива (авиационного керосина) порядка 6570%. На электролиз воды используется электроэнергия термоэлектрогенераторов, которые работают без потребления механической энергии, что увеличивает ресурс двигателя. Обеспечивается понижение уровня шума работающего двигателя без ухудшения его остальных характеристик. Отсутствие эмиссии газов ракетного отсека двигателя по причине сжигания экологически чистого топлива - водорода, в результате горения которого образуется водяной пар. Ракетная тяга двигателя работает только на движитель, без отбора какой-либо ее части на обслуживание сторонних потребителей. Максимальная высота полета летательного аппарата, оснащенного двигателем, может составлять порядка 18000 м в силу использования ракетной тяги, создаваемой в ракетном отсеке и возможности перераспределения автономного кислорода в высоких слоях протосферы между камерами сгорания ТРД и ракетного отсека. Обеспечивается возможность работы двигателя на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Двигатель может быть конвертирован как в морской двигатель, гак и в наземный газо-турбинный двигатель для эксплуатации на железнодорожных локомотивах, в качестве газоперекачивающих станций и т.п.
Таким образом, в предложенном двигателе действительно достигается требуемый технический результат, который заключается в создании устройства, в котором за счет введения дополнительного арсенала технических средств обеспечивается расширение его функциональных возможностей путем обеспечения его работы без использования больших объемов углеводородного топлива, а также повышение экологичности путем сокращения объемов выбросов в атмосферу продуктов горения углеводородного топлива.
Углеродно-водородный прямоточный двигатель, содержащий турбореактивный двигатель с камерой сгорания турбореактивного двигателя и реактивным соплом турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что введены установленные в корпусе углеродно-водородного прямоточного двигателя вместе с турбореактивным двигателем камера сгорания ракетного отсека, оснащенная воздуховодом ракетного отсека, комплект электролизеров, трубопровод для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека, термоэлектрогенератор с клеммой положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммой отрицательного потенциала термоэлектрогенератора, трубопровод для подвода перегретого пара в электролизеры комплекта, трубопровод для подачи воды в парогенератор из баков с водой, реактивное сопло ракетного отсека, эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя, парогенератор, пароперегреватель, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя, блок управления расходом кислорода, воздуховод ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя, при этом парогенератор, соединенный по трубопроводу для подачи воды в парогенератор от баков с водой, и пароперегреватель выполнены в едином корпусе и размещены на выходе турбореактивного двигателя и соединены с входами электролизеров комплекта, клеммы положительного потенциала термоэлектрогенератора и клеммы отрицательного потенциала термоэлектрогенератора соединены, соответственно, с клеммами положительного и отрицательного потенциала электролизеров комплекта, выходы которых по трубопроводу для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и трубопроводу для подвода водорода в камеру сгорания ракетного отсека соединены с камерой сгорания ракетного отсека, соединенного с реактивным соплом ракетного отсека, регулируемая перепускная створка для управления режимами углеродно-водородного прямоточного двигателя установлена на выходе камеры сгорания ракетного отсека, блок управления расходом кислорода установлен перед входом в камеру сгорания ракетного отсека, трубопровод для подачи излишков кислорода в камеру сгорания турбореактивного двигателя выполнен между трубопроводом для подвода кислорода в камеру сгорания ракетного отсека и камерой сгорания турбореактивного двигателя, пуско-регулирующая аппаратура ракетного отсека установлена между комплектом электролизеров и камерой сгорания ракетного отсека, а эжекторное сопло углеродно-водородного прямоточного двигателя выполнено на объединенном выходе реактивного сопла турбореактивного двигателя и реактивного сопла ракетного отсека.
poleznayamodel.ru
(5) 
— давление в полностью заторможенном потоке; po{\displaystyle p_{o}}
— атмосферное давление; Mn{\displaystyle M_{n}}
— полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде), k{\displaystyle k}
— показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4. 
(3) 
— сила тяги, v{\displaystyle v}
— скорость полёта, ve{\displaystyle v_{e}}
— скорость реактивной струи относительно двигателя, dmfdt{\displaystyle {\frac {dm_{f}}{dt}}}
— секундный расход горючего.
, 
— плотность воздуха (зависит от высоты), dVdt{\displaystyle {\frac {dV}{dt}}}
— объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, S{\displaystyle S}
— площадь сечения входа воздухозаборника, v{\displaystyle v}
, 
— секундный расход воздуха, dmfdt{\displaystyle {\frac {dm_{f}}{dt}}}
— стехиометрический коэффициент смеси горючего и воздуха. 
