Начнем рассматривать каждую часть такого воздушного двигателя по отдельности. Данный двигатель способен дать от 500 до 1000 оборотов в минуту и благодаря применению маxовика обладает приличной мощностью. Запаса сжатого воздуxа в резонаторе xватает на 20 минут непрерывной работы двигателя, но можно и увеличить время работы, если в качестве резервуара использовать автомобильное колесо. Данный двигатель может работать и с паром. Принцип работы состоит в следующем - цилиндр с припаянной к одной из его сторон призмой имеет отверстие в своей верxней части, которое проxодит и через призму качается вместе с укрепленной в нем осью в подшипнике стойки.
Справа и слева от подшипника сделаны два отверстия, одно для впуска воздуxа из резервуара в цилиндр, второе для выпуска отработанного воздуxа. Первое положение работы двигателя показывает момент впуска воздуxа (отверстие в цилиндре совпадает с правым отверстием в стойке). Воздуx из резервуара войдя в полость цилиндра давит на поршень и толкает его вниз. Движение поршня через шатун передается к маxовику, который поворачиваясь, выводит цилиндр из крайнего правого положения и продолжает вращаться. Цилиндр принимает вертикальное положение и в этот момент впуск воздуxа прекращается, так как отверстия цилиндра и стойки не совпадают.
Благодаря инерции маxовика движение продолжается и цилиндр переxодит уже в крайнее левое положение. Отверстие цилиндра совпадает с левым отверстием в стойке и через это отверстие отработанный воздуx выталкивается наружу. И цикл повторяется снова и снова.
Детали воздушного двигателя
ЦИЛИНДР - изготавливается из латунной, медной или стальной трубки с диаметром 10 - 12 мм,. В качестве качестве цилиндра можно использовать латунную гильзу ружейного патрона подxодящего калибра. Трубка должна иметь гладкие внутренние стены. На цилиндр нужно напаять выпиленная из куска железа призма, в которой плотно укреплен винт с гайкой (ось качания), выше винта, на расстоянии 10 мм от его оси, просверлено через призму внутрь цилиндра отверстие диаметром 2мм для впуска и выпуска воздуxа.
ПОРШЕНЬ - отливают из свинца непосредственно в цилиндре. Для этого в жестяную банку насыпают суxой речной песок. Затем заготовленную для цилиндра трубку вставляем в песок, оставляя снаружи выступ 12мм. Для уничтожения влаги, банку с песком и цилиндр нужно прогреть в печи или на газовой плите. Теперь нужно расплавлять свинец в цилиндр и сразу же нужно погружать туда шатун. Шатун нужно установить точно в центре поршня. Когда отливка остынет , из банки с песком вынимают цилиндр и выталкивают из него готовый поршень. Все неравномерности сглаживаем мелким напильником. 
МАXОВИК - можно подобрать готовый или отлить из свинца (раньше выпускались машинки с инерционным двигателем, там присутствует нужный нам маxовик). Если вы все же решили отлить его из свинца, то не забудьте в центре формы установить вал (ось) с диаметром 5мм. Размеры маxовика также указаны на рисунке. Для крепления кривошипа на одном конце вала имеется резьба. КРИВОШИП - выпиливаем из железа или латуни с толщиной 3 мм по рисунку. Палец кривошипа можно изготовить из стальной проволки с диаметром 3 мм и впаивается в отверстие кривошипа. КРЫШКА ЦИЛИНДРА - изготовливаем и 2-х миллиметровой латуни и после отливки поршня припаивают к верxней части цилиндра. После сборки всеx частей двигателя собираем его. В пайке латуни и стали следует использовать мощный советский паяльниик и соленую кислоту для прочной пайки. Резервуар в моей конструкции применен от краски, трубки резиновые. Мой двигатель собран чуть по иному, размеры я поменял, но принцип работы тоже самое. Двигатель раньше у меня работал часами, к нему был подключен самодельный генератор переменного тока. Такой двигатель особенно может заинтересовать моделистов. Используйте двигатель там, где сочтете нужным и на сегодня все. Удачи в сборке - АКАОбсудить статью ВОЗДУШНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
radioskot.ru
MDI AIRpod — это нечто среднее между автомобилем и мотоциклом, прямой аналог мотоколяски-«инвалидки», как ее частенько называли в СССР. Благодаря 5,45-сильному воздушному двигателю трехколесная малолитражка массой всего 220 кг может разогнаться до 75 км/ч, а запас ее хода составляет 100 км в базовом варианте или 250 км в более серьезной конфигурации. Интересно, что у AIRpod вообще нет руля — машина управляется джойстиком. В теории она может передвигаться как по дорогам общего пользования, так и по велодорожкам.
У AIRpod есть все шансы на серийное производство, поскольку в городах с развитой велоструктурой, например в Амстердаме, такие машинки могут быть востребованы. Одна заправка воздухом на специально оборудованной станции занимает около полутора минут, а стоимость передвижения составляет в итоге порядка 0,5 на 100 км — дешевле просто некуда. Тем не менее заявленный срок серийного производства (весна 2014 года) уже прошел, а воз и ныне там. Возможно, MDI AIRpod появится на улицах европейских городов в 2015-м.
O2 Pursuit Кроссовый мотоцикл, построенный австралийцем Дином Бенстедом на шасси Yamaha, способен разгоняться до 140 км/ч и безостановочно ехать в течение трех часов на скорости 60 км/ч. Воздушный двигатель системы Анжело ди Пьетро весит всего лишь 10 кг.
Второй предсерийный концепт — это известный проект индийского гиганта Tata, автомобиль MiniCAT. Проект был запущен одновременно с AIRpod, но, в отличие от европейцев, индусы заложили в программу нормальный, полноценный микроавтомобиль с четырьмя колесами, багажником и традиционной компоновкой (в AIRpod, заметим, пассажиры и водитель сидят спинами друг к другу). Масса Tata чуть побольше, 350 кг, максимальная скорость — 100 км/ч, запас хода — 120 км, то есть MiniCAT в целом похож на машину, а не на игрушку. Интересно, что в компании Tata не мучились с разработкой воздушного двигателя «с нуля», а за $28 млн приобрели права на использование разработок MDI (что позволило последней удержаться на плаву) и усовершенствовали двигатель для приведения в движение более крупного транспортного средства. Одна из фишек этой технологии — использование тепла, выделяющегося при охлаждении расширяющегося воздуха, для нагрева воздуха при заправке баллонов.
Изначально Tata собиралась поставить MiniCAT на конвейер в середине 2012 года и производить порядка 6000 единиц в год. Но обкатка продолжается, а серийное производство отложено до лучших времен. За время разработки концепт успел сменить имя (ранее он назывался OneCAT) и дизайн, так что какая его версия поступит в итоге в продажу, не знает никто. Кажется, даже представители Tata.
Чем легче автомобиль на сжатом воздухе, тем он более эффективен в плане эксплуатационных и экономических показателей. Логичный вывод из этого утверждения — почему бы не сделать скутер или мотоцикл?
Этим озаботился австралиец Дин Бенстед, который в 2011 году продемонстрировал миру кроссовый мотоцикл O2 Pursuit с силовым агрегатом, разработанным фирмой Engineair. Последняя специализируется на уже упомянутых роторных воздушных двигателях разработки Анжело ди Пьетро. По сути, это классической компоновки «ванкели» без сгорания — ротор приводится в движение подачей воздуха в камеры. Бенстед пошел при разработке от обратного. Сперва он заказал Engineair двигатель, а потом построил вокруг него мотоцикл, использовав раму и часть элементов от серийной Yamaha WR250R. Машина получилась на удивление энергоэффективной: на одной заправке она проходит 100 км и в теории развивает максимальную скорость 140 км/ч. Эти показатели, к слову, превышают аналогичные у многих электрических мотоциклов. Бенстед остроумно сыграл на форме баллона, вписав его в раму, — это позволило сэкономить место; двигатель в два раза компактнее своего бензинового собрата, а свободное место позволяет установить второй баллон, увеличив пробег мотоцикла в два раза.
Но, к сожалению, O2 Pursuit остался лишь одноразовой игрушкой, хотя и был номинирован на престижную изобретательскую премию, учрежденную Джеймсом Дайсоном. Спустя два года идею Бенстеда подхватил другой австралиец, Дарби Бичено, который предложил создать по схожей схеме не мотоцикл, а сугубо городское транспортное средство, скутер. Его EcoMoto 2013 должен быть сделан из металла и бамбука (никакого пластика), но дальше рендеров и чертежей дело пока что не продвинулось.
Помимо Бенстеда и Бичено, схожую машину в 2010 году построил Эвин И Ян (его проект назывался Green Speed Air Motorcycle). Все три конструктора, к слову, были студентами Королевского технологического института Мельбурна, и потому их проекты схожи, используют один и тот же двигатель и… не имеют шанса на серию, оставаясь исследовательскими работами.
Соревнование на скорость В 2011 году спортивный автомобиль Toyota Ku: Rin установил мировой рекорд скорости для транспортных средств, приводимых в движение энергией сжатого воздуха. Обычно пневмоавтомобили не разгоняются более чем до 100−110 км/ч, концепт же Toyota показал официальный результат 129,2 км/ч. Ввиду «заточенности» на скорость, Ku: Rin на одной зарядке мог проехать всего 3,2 км, но больше трехколесному одноместному болиду и не требовалось. Рекорд установлен. Интересно, что до того рекорд составлял всего лишь 75,2 км/ч и был установлен в Бонневилле болидом Silver Rod конструкции американца Дерека Маклиша летом 2010 года.
Вышесказанное подтверждает, что у воздушных автомобилей будущее есть, но, скорее всего, не в «чистом виде». Все-таки они имеют свои ограничения. Тот же MDI AIRpod провалил абсолютно все краш-тесты, поскольку его сверхлегкая конструкция не позволяла должным образом защищать водителя и пассажиров.
А вот использовать пневмотехнологии в качестве дополнительного источника энергии в гибридном автомобиле вполне реально. В связи с этим компания Peugeot объявила о том, что с 2016 года часть кроссоверов Peugeot 2008 будет выпускаться в гибридном варианте, одним из элементов которого будет установка Hybrid Air. Эта система разработана в сотрудничестве с Bosch; суть ее в том, что энергия ДВС будет запасаться не в форме электроэнергии (как в обычных гибридах), а в баллонах со сжатым воздухом. Планы, правда, так и остались планами: на данный момент на серийные автомобили установка не ставится.
www.popmech.ru
Изобретение относится к области ветроэнергетики. Воздушный двигатель с вертикальной осью вращения содержит вертикально установленные лопасти, закрытые торцевыми дисками, которые образуют каналы, сформированные в виде активно-реактивной турбины. Входные в турбину каналы образованы жесткими вогнуто-выпуклыми поверхностями крылового типа, выходные поверхности образуют сопловые аппараты для истечения воздуха и создания реактивной силы. Регулирование геометрии межлопастного канала осуществляется путем изменения угла установки лопастей активной части и сокращения размеров реактивного канала путем втягивания эластичных его стенок в пустотелые полости активной части с помощью центробежного регулятора, а также установкой флюгером в положение навстречу ветру свободно вращающегося на оси неподвижной мачты направляющего аппарата для корректировки направления воздуха, попадающего во входные каналы двигателя. Изобретение обеспечивает повышение эффективности преобразования энергии воздушного потока. 2 ил. 
Изобретение относится к области ветроэнергетики, в частности к конструкции аэродинамического устройства, преобразующего энергию поступательного движения воздушного потока во вращательное движение рабочего вала, которое трансформируется в электроэнергию необходимого качества.
Известны своим практическим использованием устройства пропеллерного типа, повторяющие средневековую ветряную мельницу.
Недостатками пропеллерных устройств являются:
- необходимость увеличения диаметра пропеллера для увеличения мощности, отбираемой от ветрового потока, что, в свою очередь, требует размещения лопасти пропеллера, проходящей нижнюю точку, на расстоянии не ниже 10 метров от поверхности моря - высоты, на которой кончается пограничный ламинарный слой торможения воздуха за счет трения о поверхность земли. На земле с учетом расположенных вблизи окружающих предметов эта высота должна быть увеличена как минимум до 15 метров, а установки необходимо размещать на возвышенностях или плоских лишенных окружающих предметов плато. Например, ветроустановка Д-12 [1], мощностью в 15 л.с. с коэффициентом использования энергии ветра, равным 0.3, имеющая диаметр пропеллера 12 м, устанавливается на мачте высотой 16 м. Если от этой высоты отнять величину радиуса, равного 6 м, тогда и получим необходимую высоту прохождения нижнего положения - 10 м;
- пропеллерные установки для эффективной работы по отъему энергии ветра должны обеспечивать постоянный разворот всего механизма так, чтобы изменяющееся направление ветра было перпендикулярным плоскости пропеллера;
- консольно установленные лопасти пропеллера большого удлинения при своем вращении являются источниками инфразвуков, которые делают их экологически неприемлемыми вблизи мест проживания людей и нахождения животных;
- использование на этих установках пропеллеров с механизмами изменения углов атаки лопастей делает их весьма дорогостоящими.
Ряд недостатков описанных устройств устраняется на установках с измененной геометрией аэродинамического устройства, в которых ось вращения рабочего органа не совпадает, а перпендикулярна набегающему потоку воздуха. При этом не требуется разворачивать рабочий орган в поисках ветра.
В качестве прототипа использована вертикально-осевая ветроэнергетическая установка ВЭУ ЕСО-0020 [2], принцип работы которой основан на использовании подъемной силы прямых лопастей, вращающихся вокруг вертикальной оси. Установка представляет собой пару лопастей длиной 7 м с крыловым расположением, закрепленных на вертикальной оси, поднятой на мачте на высоту 14 м. Дополнительное оборудование (преобразователи энергии, аккумуляторы и т.д.) располагаются у основания установки, на фундаменте. Анализ векторных скоростных и силовых диаграмм указанной установки в зависимости от положения лопасти на окружности показывает, что:
- для вращения в одном необходимом направлении (запуск) требуется дополнительное устройство, расположенное сверху, консольное расположение длинных лопастей, закрепленных на радиальных пилонах, будет неизбежно приводить к возникновению спектра инфразвуков, т.е. экологическим ограничениям к использованию;
- способ установки крыловых лопастей будет приводить к неизбежным индуктивным потерям на концах лопастей и в месте их крепления к пилону.
Целью изобретения является устранение указанных недостатков прототипа и повышение эффективности преобразования энергии воздушного потока.
Указанная цель в предлагаемом воздушном двигателе с осью вращения лопастей, перпендикулярной направлению воздушного потока, достигается путем:
- образования вертикально установленными лопастями, закрытыми торцевыми дисками, каналов, сформированных в виде активно-реактивной турбины за счет того, что входные в турбину каналы созданы жесткими вогнуто-выпуклыми поверхностями крылового профиля, создающими подъемную силу, а выходные поверхности образуют сопловые аппараты для истечения воздуха и создания реактивной силы;
- регулирования геометрии межлопастного канала в зависимости от числа оборотов в единицу времени путем изменения угла установки лопастей активной части и сокращения размеров реактивного канала путем втягивания эластичных его стенок в пустотелые полости активной части под действием центробежного регулятора;
- установкой флюгером в положение навстречу ветру свободно вращающегося на оси неподвижной мачты направляющего аппарата для корректировки направления потока воздуха, попадающего во входные каналы двигателя.
Проведенный заявителем анализ уровня техники, включая поиск по патентным и научно-техническим источникам информации и выявление источников, содержащих сведения об аналогах заявленного технического решения, позволил установить, что заявитель не обнаружил источник, характеризующийся признаками, тождественными (идентичными) всем существенным признакам заявленного технического решения. Выделение из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупности признаков аналога, позволило установить ряд существенных по отношению к усматриваемому заявителем техническому решению отличительных признаков конструкции и принципа действия воздушного двигателя, изложенных в формуле изобретения. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует критерию "новизна".
Проведенный заявителем дополнительный поиск не выявил известные решения, содержащие признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного воздушного двигателя. Следовательно, для специалиста заявленное техническое решение не вытекает явным образом из известного уровня техники, т.к. не установлено влияние предусматриваемых существенными признаками патентуемого решения преобразования известных устройств. Заявленное техническое решение не основано на изменении количественного признака (признаков), представлении таких признаков во взаимосвязи либо изменении вида известных аналогов и прототипа. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует критерию "изобретательский уровень".
Известно, что в соответствии с законом сохранения энергии потока сплошной среды (жидкости или газа) - уравнением Бернулли - полная энергия потока состоит из кинетической - скоростного напора и потенциальной - давления Р. Входящая во вторую компоненту - потенциальную энергию - высота положения Z для рассматриваемого случая не существенна, т.к. она остается неизменной при функционировании двигателя. Во всех описанных в аналогах и прототипе для преобразования в полезную работу используется только одна компонента энергии потока - скоростной напор. Поэтому коэффициент использования энергии ветра оценивается не более как 30%.
Предлагаемое устройство представляет собой активно-реактивную воздушную турбину с вертикально расположенными лопастями и осью вращения. Воздушный канал между соседними лопастями в передней, входной части сформирован участками лопастей, выполненных в виде выпукло-вогнутого аэродинамического профиля, а в задней - сходящимися по мере приближения к центру. В передней активной части срабатывается скоростной напор потока, а в задней - давление потока путем истечения из канала и созданием реактивной силы, проекция которой на радиус создает дополнительный вращающий момент. Во избежание индуктивных концевых потерь и для создания замкнутого межлопастного канала по торцам лопасти установлены в воздухонепроницаемые кольца. Общие геометрические соотношения, количество лопастей, углы установки лопастей в плане, модификация лопасти в задней реактивной части турбины определяются анализом векторных диаграмм и расчетов.
Для расширения диапазона автоматического регулирования модуля на ветры от нуля до ураганного производится разворот лопастей в их активной части так, чтобы угол атаки к набегающему потоку воздуха в передней части уменьшался, а реактивная часть канала сокращалась путем втягивания выполненных из технической ткани стенок внутрь жесткой части лопасти. Регулирование и силовое воздействие на элементы привода регулирования осуществляются путем использования шарового центробежного регулятора типа установленного на паровой машине Уатта.
На фиг.1 приведена схема устройства аэродинамического модуля. На фиг.1: 1 - жесткая, пустотелая часть лопасти - ступень активной турбины; 2 - эластичная часть реактивной ступени; 3 - торцевой воздухонепроницаеый диск; 4 - механизм втягивания стенок реактивной ступени; 5 - удерживающие тяги управления положением задней кромки стенки реактивной ступени, соединенные с центробежным регулятором 6. Для повышения эффективности двигателя путем организации выгодного направления воздушного потока на несколько лопастей передней части установлен направляющий аппарат 7, свободно вращающийся на оси мачты и устанавливаемый каждый раз вдоль ветра с помощью лопасти флюгера 8, как показано на фиг.2.
На фиг.1 показаны действующие силы: W - сила ветра, Т - сила аэродинамической тяги на лопасти активной части, R - реактивная сила истечения воздуха из межлопастного канала и ее проекция - Р на перпендикуляр к радиусу действия.
Заявленное устройство устраняет недостатки рассмотренных аналогов и прототипа, так как преобразует не только кинетическую, но и потенциальную энергию набегающего воздушного потока и обеспечивает эффективную работу двигателя при любых направлениях падающего потока.
Устройство работает следующим образом: двигатель устанавливают на неподвижную мачту высотой не менее 10 метров над поверхностью моря, ось двигателя направлена вертикально. Флюгер 8 разворачивает входные отверстия направляющего аппарата 7 таким образом, что направление вектора скорости воздушного потока оптимально для ближайших к входным отверстиям лопастей 1 и препятствует боковым потокам, возникающим, например, в результате отражения от каких-либо поверхностей или имеющим турбулентную природу. Такие потоки меньшей интенсивности, чем поток, вращающий флюгер, направлены под значительным углом к нему и оказывают тормозящий эффект, понижая эффективность работы двигателя. Энергия поступающего на лопасти ветрового потока преобразуется двигателем в энергию вращательного движения активно-реактивной турбины, которое, в свою очередь, может быть преобразовано в иные виды энергии. Автоматическое управление работой двигателя при изменении интенсивности набегающего воздушного потока осуществляется с помощью центробежного регулятора 6, который с помощью удерживающих тяг 5 уменьшает объем реактивной части двигателя при значительном увеличении силы ветра и увеличивает их при его уменьшении.
Предложенный воздушный двигатель может быть смонтирован из стандартных узлов и деталей.
Литература
1. А.С.Енохович. Физика, техника, производство. - М.: Наука, 1962, - 307 с.
2. Вертикально-осевая ветроэнергетическая установка ВЭУ «ЕСО-0020», проспект Ассоциации «Львiв-Контакт», 290005, Украина, Львов, Петрушевича, 3.
Воздушный двигатель с осью вращения, перпендикулярной направлению ветра, отличающийся тем, что вертикально установленные лопасти, закрытые торцевыми дисками, образуют каналы, сформированные в виде активно-реактивной турбины, а входные в турбину каналы образованы жесткими вогнуто-выпуклыми поверхностями крылового типа, при этом выходные поверхности образуют сопловые аппараты для истечения воздуха и создания реактивной силы, причем регулирование геометрии межлопастного канала осуществляется путем изменения угла установки лопастей активной части и сокращения размеров реактивного канала путем втягивания эластичных его стенок в пустотелые полости активной части с помощью центробежного регулятора, а также установкой флюгером в положение навстречу ветру свободно вращающегося на оси неподвижной мачты направляющего аппарата для корректировки направления воздуха, попадающего во входные каналы двигателя.
www.freepatent.ru
Cтраница 2
В машинах с электрическим двигателем регулирование скорости производится реостатом, в машинах с воздушным двигателем - центробежным регулятором. [16]
Расширившийся и охлажденный газ пониженного давления в специальных теплообменниках охлаждает следующие порции сжатого газа, направляющиеся в воздушный двигатель. Вследствие этого последующие порции оказываются холоднее предыдущих. Очень удачными следует признать некоторые комбинированные установки, позволяющие получать десятки и сотни литров жидкого воздуха в час, но на них здесь нет возможности останавливаться. [17]
Ущерб, причиняемый шумом рабочим в условиях использования сжатого воздуха, может быть весьма значительным, поскольку воздушные двигатели, пневматические молоты и дрели никогда должным образом не оснащены глушителями. Эти уровни физически болезненны и вызывают необратимые повреждения внутреннего уха. Эхо внутри пределов тоннеля или кессона обостряет проблему. [18]
Наконец реализация более или менее выгодного теоретического цикла сама по себе затруднительна, так как осуществление цикла Карно требовало бы практически невозможных объемов, а циклы с регенераторами на практике не дают ожидаемых результатов вследствие потерь разного рода, а также засорения и порчи регенераторов, Все эти причины привели к тому, что воздушные двигатели почти не нашли технического ппименения и в настоящее время, по крайней мере в Европе, употребляются только в самых исключительных случаях, притом для крайне малых работ. [19]
Регенеративный цикл был впервые предложен в 1827 г. и позднее применен в воздушном двигателе. Воздушные двигатели по ряду причин распространения не получили, принцип же регенерации с успехом применяется в современных тепловых двигателях и в металлургических печах; в последнем случае отходящие из печл горячие газы проходят через регенеративную камеру и раскаляют уложенный в ней клетками кирпич. Затем газы переключают на вторую такую же камеру, а через первую в обратном направлении пропускают воздух, подаваемый в печь и повышающий при проходе через камеру свою температуру за счет теплоты, отданной перед тем кирпичу печными газами. В последнее же время регенеративный принцип получил широкое применение в паротурбинных установках для подогрева питательной воды, а также в газовых турбинах. [20]
Пневматические стартеры устанавливают на двигатели в некоторых, очень редких случаях. Это специальные воздушные двигатели, в которые поступает сжатый воздух из баллонов. [21]
Стерлинг - изобрел воздушный двигатель, в котором влияние необратимости былс меньшим, чем для цикла Карно. [22]
Отличительным признаком этих машин является наличие воздушного двигателя, осуществляющего вращательное движение рабочего инструмента. Число оборотов коленчатого вала кривошипных воздушных двигателей достигает 2 000 в минуту. В качестве коловратных машин применяют двигатель шестеренчатого типа, реже крыльчатого типа. Струйные аппараты по способу действия разделяют на действующие нагнетанием и на действующие всасыванием. [23]
В аппаратурах наиболее распространенных конструкций в качестве сырья применяется металлическая проволока. Приводом механической подачи в этом аппарате является малогабаритный воздушный двигатель. В рукоятку аппарата встроен центробежный регулятор скорости подачи проволоки. Распылительная головка аппарата рассчитана на работу проволокой диаметром 2 5 см, а также 2 3 или 1 5 мм. Смешение горючего газа с кислородом - инжекторное. Горючим газом служит диссугаз ( растворенный ацетилен) под давлением 0 3 - 1 0 am; давление кислорода в 3 - 5 раз выше. Расход ацетилена регулируется двухходовым газовым краном. В аппаратах старых конструкции расход газов регулируется редукционными клапанами обычного типа. Регулирующие клапаны установлены на баллонах с кислородом и ацетиленом, а также на сборнике сжатого воздуха. [24]
Пневматический шабер ( рис. 100) работает воздухом, сжатым до 4 ат. Воздух поступает от компрессора через трубку в рукоятке 1 и проходит через воздушный двигатель с большим числом передаточных шестерен, находящихся в корпусе 2 пневматического шабера. [26]
В последние годы в связи с широким развитием исследований по точному определению физических свойств углеводородов и по изучению их окисления и поведения в двигателях внутреннего сгорания многие углеводороды были получены в очень чистом виде. Бблыная часть этой препаративной работы была проведена по Проектам 6 и 44 Американского нефтяного института. Работа, проводившаяся Национальным бюро стандартов, включала получение и исследование углеводородов для Национального консультативного комитета по аэронавтике и Исследовательской лаборатории воздушных двигателей. [27]
Первоначально для этой цели использовалось только охлаждение газа, расширяющегося при дросселировании ( положительный Джоуль - Томсон-эффект, гл. Ниже приведено описание установки подобного типа, до сих пор находящей применение для получения небольших количеств жидкого воздуха в лабораторных условиях. Для этой цели Клод использовал воздушный двигатель ( детандер), работающий на предварительно сжатом и охлажденном до исходного состояния воздухе. Совершая работу в двигателе, газ охлаждается. [28]
Все большее применение в промышленности получают тали с пневмоприводом. Имеются тали, в корпусе которых, представляющем собой полый цилиндр, размещен полиспаст, использующий в качестве тягового органа стальной канат. К одному концу каната подвешивают груз; второй конец закреплен неподвижно в корпусе тали. При подаче сжатого воздуха в цилиндр подвижные и неподвижные блоки расходятся, в результате чего происходит подъем груза. При выпускании воздуха блоки сближаются под действием веса груза, и груз опускается. В других типах талей с пневмоприводом применяется воздушный двигатель со звездообразно расположенными цилиндрами. Тали с пневмоприводом позволяют проводить плавное ( бесступенчатое) регулирование скорости подъема и опускание груза в весьма широких пределах. Они незаменимы и при работе во взрывоопасной среде. [30]
Страницы: 1 2 3
www.ngpedia.ru
Огневые испытания ПВРД в лаборатории НАСА Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) — 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 Рене Лорин[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 Рене Ледюк[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, Leduc 0.10[en]. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 0.21[en] и Leduc 0.22[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:
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 ASMP[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 SERN[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[2], 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[3] . 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.
В России, по сделанному президентом В. В. Путиным в начале 2018 года заявлению, «состоялся успешный пуск крылатой ракеты с ядерной энергоустановкой».[4]
http-wikipediya.ru
Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — тепловой реактивный двигатель, в качестве рабочего тела которого используется смесь забираемого из атмосферы воздуха и продуктов окисления топлива кислородом, содержащимся в воздухе. За счёт реакции окисления рабочее тело нагревается и, расширяясь, истекает из двигателя с большой скоростью, создавая реактивную тягу.
ВРД используются, в основном, для приведения в движение аппаратов, предназначенных для полётов в атмосфере. ВРД разделены по способу предварительного сжатия воздуха, поступающего в камеры сгорания: на бескомпрессорные, в которых воздух сжимается только скоростным напором воздушного потока, и на компрессорные, в которых воздух сжимается компрессором.
Впервые этот термин в печатной публикации, по-видимому, был использован в 1929 г. Б. С. Стечкиным в журнале «Техника Воздушного Флота», где была помещена его статья «Теория воздушного реактивного двигателя»[источник не указан 2415 дней]. В английском языке этому термину наиболее точно отвечает словосочетание airbreathing jet engine.
История воздушно-реактивных двигателей 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 на протяжении сорока лет этот тип двигателя оставался основным в самолётостроении. Но к концу Второй мировой войны требование повышения мощности поршневых двигателей вошло в неразрешимое противоречие с другими требованиями, предъявляемыми к авиамоторам — компактностью и ограничением массы. Дальнейшее развитие авиации по пути совершенствования поршневого двигателя становилось невозможным, и реальной альтернативой ему явился воздушно-реактивный двигатель, различные варианты которого предлагались ещё в XVIII и XIX вв.
Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу в 1791 году.[ru-wiki.ru
Воздушно-реактивный двигатель — реактивный двигатель, принцип действия которого основан на сжигании жидкого или твердого горючего для создания силы тяги. Окислителем в реакции горения будет являться кислород из окружающего атмосферного воздуха. Для работы двигателя необходимо чтобы воздух был в сжатом состоянии, его сжатие происходит либо непосредственно в воздухозаборнике, либо в компрессоре. Первоначальная теория воздушно-реактивных двигателей разрабатывалась советским академиком Б. С. Стечкиным. В 1929 г. была опубликована его работа «Теория воздушно-реактивного двигателя».
Воздушно-реактивные двигатели применяются в авиации для приведения в движение вертолетов, самолетов, крылатых ракет. Все воздушно-реактивные двигатели можно разделить на 3 типа в зависимости от способа сжатия воздуха. Первый тип — прямоточный. Сжатие воздуха в таких двигателях происходит непосредственно в воздухозаборнике за счет кинетической энергии набегающего потока воздуха. Основным недостатком такого типа двигателей является прямая зависимость силы тяги, а соответственно, и скорости от потока воздуха. Но так как на скоростях ниже скорости звука давление воздуха незначительно, то для достижения необходимой рабочей скорости надо использовать различные ускорители. Преимущества же заключаются в следующем:
1) двигатель гораздо экономичнее в сравнении с ракетными двигателями, потому что окислителем служит кислород из окружающего воздушного пространства;
2) двигатель обладает преимуществом перед турбореактивным двигателем в максимальной высоте подъема и скорости передвижения;
3) двигатель конструктивно прост и не имеет движущихся элементов.
В настоящее время на стадии испытаний находится модернизированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Его планируется использовать при достижении гиперзвуковых скоростей. Основным преимуществом шперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя в сравнении с обычной модификацией будет являться сверхзвуковая скорость сгорания топлива.
В пульсирующем воздушно-реактивном двигателе топливо и воздух подаются с некоторой периодичностью. Конструктивно он отличается наличием входных клапанов в камере сгорания и длинного сопла цилиндрической формы. Подача рабочей смеси происходит через входные клапаны, после чего происходит поджиг смеси при помощи свечи зажигания, установленной в камере сгорания. Клапан закрывается в результате образования избыточного давления в камере сгорания. Наиболее известным аппаратом, использовавшим в своей конструкции пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, является немецкая ракета «Фау-1». В современной авиации практически не применяется из-за низкой экономичности по сравнению с газотурбинными двигателями. Используется для силовых установок самолетов-мишеней. Турбореактивный воздушно-реактивный двигатель в своей конструкции имеет компрессор, привод которого идет непосредственно от газовой турбины. Это дает необходимый коэффициент сжатия воздуха независимо от скорости полета, что является явным преимуществом в сравнении с прямоточными двигателями. Преимуществом является большая скорость истечения газов и создания в результате большой силы тяги.
enciklopediya-tehniki.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.
в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического КПД, который для идеального ПВРД выражается формулой[1]
(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.
