Просмотр кода страницы Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

{{главная|Воздушно-реактивный двигатель}}
[[Файл:Jet Static Lab GPN-2000-000377.jpg|thumb|250px|Огневые испытания ПВРД в лаборатории [[НАСА]]]]
'''Прямоточный воздушно-реактивный двигатель''' (ПВРД) ({{lang-en|Ramjet}}) — [[реактивный двигатель]], является самым простым в классе [[Воздушно-реактивный двигатель|воздушно-реактивных двигателей]] (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД ''прямой реакции'', в которых [[Тяга (авиация)|тяга]] создается исключительно за счёт [[Реактивная тяга|реактивной струи]], истекающей из [[Сопло|сопла]]. Необходимое для работы двигателя повышение [[Давление|давления]] достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта (а тем более — при нулевой скорости); для вывода его на рабочий режим требуется тот или иной [[Ускоритель (ракетостроение)|ускоритель]]. Наиболее часто на [[Крылатая ракета|крылатых ракетах]] с ПВРД в качестве ускорителей используются [[Твердотопливный ракетный двигатель|твердотопливные ракетные двигатели]].

== История ==
[[Файл:Leduc 010.JPG|thumb|200px|{{iw|Leduc 0.10}} — первый пилотируемый аппарат с маршевым ПВРД (первый полёт — 19 ноября 1946). [[Музей авиации и космонавтики (Париж)|Музей авиации и космонавтики]] в [[Ле-Бурже (Сен-Сен-Дени)|Ле-Бурже]]]]
В 1913 году француз [[Лорин, Рене|Рене Лорин]] получил [[патент]] на прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

ПВРД привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на [[Гиперзвуковой летательный аппарат|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 [[Соединённые Штаты Америки|США]] (Уильям Эвери), в [[Союз Советских Социалистических Республик|СССР]] ([[Цандер, Фридрих Артурович|Ф. А. Цандер]], [[Стечкин, Борис Сергеевич|Б. С. Стечкин]], [[Победоносцев, Юрий Александрович|Ю. А. Победоносцев]]).

В 1937 году французский конструктор {{iw|Ледюк, Рене|Рене Ледюк||René Leduc}} получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана [[Вторая мировая война|войной]] и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт пилотируемого аппарата с [[маршевый двигатель|маршевым]] ПВРД, {{iw|Leduc 0.10}}. Далее в течение {{num|10|лет}} было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые {{iw|Leduc{{nbsp}}0.21}} и {{iw|Leduc{{nbsp}}0.22}}, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление [[Турбореактивный двигатель|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 [[Крылатая ракета|крылатых ракет]], благодаря своей простоте, а следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 1950-х годов в США был создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.

В [[Союз Советских Социалистических Республик|СССР]] с 1954 по 1960 год в [[НПО имени С. А. Лавочкина|ОКБ-301]] под руководством генерального конструктора [[Лавочкин, Семён Алексеевич|С. А. Лавочкина]] разрабатывалась крылатая ракета «[[Буря (ракета)|Буря]]», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния и использовавшая в качестве [[Маршевый двигатель|маршевого двигателя]] ПВРД, разработанный группой [[Бондарюк, Михаил Макарович|М. М. Бондарюка]] и имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше {{nobr|1=<var>[[Число Маха|М]]</var> = 3}} и на высоте {{num|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 [[Межконтинентальная баллистическая ракета|МБР]] [[Р-7]], имевшая то же назначение, разработанная под руководством [[Королёв, Сергей Павлович|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: [[Оникс (противокорабельная ракета)|П-800 «Оникс»]], [[Москит (противокорабельная ракета)|П-270 «Москит»]].

== Принцип действия ==
'''Рабочий процесс''' ПВРД кратко можно описать следующим образом. Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30—60{{nbsp}}м/с, что соответствует [[Число Маха|числу Маха]] 0,1—0,2), его [[кинетическая энергия]] преобразуется во [[внутренняя энергия|внутреннюю энергию]] — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что воздух — [[идеальный газ]], и процесс сжатия является [[изоэнтропийный процесс|изоэнтропийным]], степень повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается формулой:
: <math>\frac {p} {p_o}=\bigg(1+\frac{k-1}{2}\cdot M_n^2 \bigg)^{\frac {k} {k-1}}</math> <big>(1)</big>
где
: <math>p</math> — давление в полностью заторможенном потоке;
: <math>p_o</math> — атмосферное давление;
: <math>M_n</math> — полётное [[число Маха]] (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде),
: <math>k</math> — [[показатель адиабаты]], для сухого 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 [[Сопло|сопле]], достигает звуковой скорости, а потом, расширяясь — сверхзвуковой, ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

[[Файл:Ramjet.png|thumb|300px|right|Схема устройства ПВРД на жидком топливе:

* встречный поток воздуха;
* центральное тело;
* входное устройство;
* топливная форсунка;
* камера сгорания;
* сопло;
* реактивная струя.
]]
[[Файл:Ramjet solid fuel.png|thumb|300px|right|Схема устройства твердотопливного ПВРД]]

Зависимость [[Тяга (авиация)|тяги]] ПВРД от [[Скорость|скорости]] полёта определяется несколькими факторами:
* Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую [[мощность]] двигателя.
* Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой{{nbsp}}(3). Однако расход воздуха через тракт двигателя не может расти неограниченно. Площадь каждого сечения двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимого расхода воздуха.
* С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой {{nbsp}}(1), возрастает степень повышения давления <math>\beta = \frac{p_2}{p_1}</math> в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического [[Коэффициент полезного действия|КПД]], который для идеального ПВРД выражается формулой<ref>''Яковлев К. П.'' Краткий физико-технический справочник. Т. 3. - М., Физматлит, 1962. - с. 138</ref>:

::<math>\eta_{t}=1 - \frac{1}{\beta^{\frac{k-1}{k}}}</math> <big>(2)</big>
[[Файл:Bloodhound thor arp 750pix.jpg|thumb|300px|Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «[[Bristol Bloodhound|Бладхаунд]]». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания.]]
* В соответствии с формулой{{nbsp}}(1), чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).
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.

== Тяга ПВРД ==
Сила тяги ПВРД определяется выражением
<center><math>P=\frac {dm_a}{dt}\cdot(v_e - v)+\frac {dm_f}{dt}\cdot v_e</math> <big>(3)</big> </center>
Где <math>P</math> — сила тяги, <math>v</math> — скорость полёта, <math>v_e</math> — скорость реактивной струи относительно двигателя, <math>\frac {dm_f}{dt}</math> — секундный расход горючего.

Секундный расход воздуха:
: <math>\frac {dm_a}{dt}= \rho \cdot \frac {dV}{dt}= \rho \cdot S \cdot \frac {dl}{dt}= \rho \cdot S \cdot v</math>,
где
: <math>\rho</math> — [[плотность воздуха]] (зависит от высоты),
: <math>\frac {dV}{dt}</math> — объём воздуха, который поступает в [[воздухозаборник]] ПВРД за единицу времени,
: <math>S</math> — площадь сечения входа воздухозаборника,
: <math>v</math> — скорость полёта.

Секундный расход массы рабочего тела для идеального случая, когда горючее полностью сгорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения, вычисляется с помощью стехиометрического коэффициента:
: <math>\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})</math>,
где
: <math>\frac {dm_a}{dt}</math> — секундный расход воздуха,
: <math>\frac {dm_f}{dt}</math> — секундный расход горючего,
: <math>L</math> — [[Стехиометрическая горючая смесь|стехиометрический коэффициент]] смеси горючего и воздуха.

== Конструкция ==
Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из [[Камера сгорания|камеры сгорания]], в которую из [[Диффузор (гидроаэродинамика)|диффузор]]а поступает воздух, а из топливных [[Форсунка|форсунок]] — [[Ракетное топливо|горючее]]. Заканчивается камера сгорания входом в [[сопло]], как правило, [[сопло Лаваля|суживающееся-расширяющееся]].

С развитием технологии смесевого [[Твердотопливный ракетный двигатель|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 [[Твердотопливный ракетный двигатель|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 [[Алюминий|алюминия]], [[Магний|магния]] или [[Бериллий|бериллия]], теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания [[Углеводороды|углеводородных]] горючих. Примером твердотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты [[Москит (противокорабельная ракета)|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 ==
[[Файл:Specific-impulse-kk-20090105.png|thumb|350px|Удельный импульс различных типов двигателей при различных значениях скорости.]]
[[Скорость звука|Дозвуковые]] ПВРД предназначены для полётов на скоростях с [[Число Маха|числом Маха]] от{{nbsp}}0,5 до{{nbsp}}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 {{nobr|1=<var>М</var> = 0,5}} степень повышения давления в них (как следует из формулы{{nbsp}} (1) ) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой{{nbsp}}(2)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной{{nbsp}}0. Это означает, что на скоростях полёта при {{nobr|1=<var>M</var> < 0,5}} ПВРД практически неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, то есть при {{nobr|1=<var>М</var> → 1}}, степень повышения давления составляет лишь 1,89, а идеальный термический КПД — лишь 16,7 %, что в {{num|3|раза}} меньше, чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же и поршневые, и [[Газотурбинный двигатель|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 ==
Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне [[Число Маха|чисел Маха]] {{nobr|1 < <var>M</var> < 5}}.

Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также ''[[Скачок уплотнения|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 %.

[[Файл:Supersonic inlet.svg|thumb|left|200px|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.]]
[[Файл:Lockheed D-21B USAF.jpg|thumb|right|200px|Беспилотный разведчик [[Lockheed D-21B]] (США). ПВРД с осесимметричным входным устройством с центральным телом.]]
[[Файл:ASMP-A P1220887.jpg|thumb|right|200px|Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух-земля {{iw|Air-Sol Moyenne Portée|ASMP||Air-Sol Moyenne Portée}} (Франция)]]
Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более{{nbsp}}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 ''[[Конус воздухозаборника|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 {{nobr|1=<var>М</var> = 3}} для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле{{nbsp}}(1) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически, по формуле{{nbsp}}(2), достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от{{nbsp}}3 до{{nbsp}}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:
: <math>T=T_o \cdot (1+\frac{k-1}{2}\cdot M_n^2)</math><big>(4)</big>

где {{math|<var>T{{sub|о}}}} — температура окружающего невозмущённого потока. При {{nobr|1=<var>М</var> = 5}} и {{nobr|1=<var>T{{sub|о}}</var> = 273 K}} (что соответствует 0&nbsp;°C) температура заторможенного рабочего тела достигает {{num|1638|К}}, при {{nobr|1=<var>М</var> = 6}} — {{num|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 {{nobr|1=<var>М</var> = 5}}, считается предельной для СПВРД.

== Гиперзвуковой ПВРД ==
{{основная статья|Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель}}
[[Файл:X43a2 nasa scramjet.jpg|thumb|left|200px|Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат [[X-43]] (рисунок художника)]]
[[Файл:SERN T.png|thumb|right|250px|Иллюстрация газодинамических процессов в плоском ГПВРД с соплом {{iw|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 — {{lang-en2|scramjet}}) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше {{nobr|1=<var>[[Число Маха|М]]</var> = 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 [[стратосфера|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.

== Область применения ==
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 [[Ускоритель (ракетостроение)|ускорителем]], или [[Самолёт-носитель|самолётом{{nbhy}}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<ref name="autogenerated1">Начиная с {{iw|Leduc{{nbsp}}0.21}} (Франция, 1950{{nbsp}}год) по настоящее время было создано около десятка экспериментальных самолётов с ПВРД (главным образом, в США), в серийное производство так и не поступивших, за исключением [[Lockheed SR-71 Blackbird]] с гибридным ТРД/ПВРД [[Pratt{{nbsp}}& Whitney J58|Pratt & Whitney J58]], выпущенного в количестве {{num|32|изделий}}.</ref>, но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, [[крылатая ракета|крылатых ракет]]), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей {{nobr|2 < <var>М</var> < 5}}, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является [[ракетный двигатель]].
<gallery mode="packed" heights="175" caption="Образцы крылатых ракет с [[маршевый двигатель|маршевыми]] ПВРД.">

Файл:Brahmos imds.jpg|Противокорабельная крылатая ракета «[[БраМос]]» (Индия-Россия)
Файл:2P24 Transporter-Erector-Launcher with two 3M8 missiles of 2K1 surface-to-air missile complex «Krug» in Military-historical Museum of Artillery, Engineer and Signal Corps in Saint-Petersburg, Russia. Left view.jpg|Пусковая установка [[2П24]] в составе [[Зенитный ракетный комплекс|ЗРК]] «[[Круг (зенитный ракетный комплекс)|Круг]]», снаряжённая двумя [[Зенитная управляемая ракета|ЗУР]] [[3М8]] (Россия)

Файл:Bomarc on launch erector.jpg|[[Зенитная управляемая ракета|ЗУР]] [[CIM-10 Bomarc]] (США)
Файл:Bloodhound missile - Parafield.jpg|[[Зенитная управляемая ракета|ЗУР]] [[Bristol Bloodhound]] (Великобритания)
Файл:US Rim-8g missile.jpg|Корабельная [[Зенитная управляемая ракета|ЗУР]] [[RIM-8 Talos]] (США)
Файл:Meteor (Luft-Luft-Rakete).jpg|Ракета «воздух-воздух» [[MBDA Meteor|Meteor]] (Евросоюз)
</gallery>

=== Ядерный ПВРД ===
[[Файл:Tory-IIC nuclear ramjet at Jackass Flats in 1955.jpg|thumb|right|200px|Ядерный ПВРД «[[Плутон (проект)|Плутон]]» (США)]]
Во второй половине 1950-х годов, в эпоху [[Холодная война|холодной войны]], в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором. В них проходящий воздух нагревался не за счёт химической реакции горения топлива, а теплом, вырабатываемым ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. В таком ПВРД воздух из входного устройства попадает в активную зону реактора, охлаждая его, в результате чего сам нагревается до рабочей температуры (около {{num|3000|К}}), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических [[Жидкостный ракетный двигатель|ЖРД]]<ref name="POP201805">{{статья |автор=Андрей Суворов|заглавие=Ядерный след|издание=[[Популярная механика]] |год=2018|номер=5|страницы=88-92}}</ref>. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:
* межконтинентальная крылатая ракета-носитель ядерного заряда;
* одноступенчатый воздушно-космический самолёт.
В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В США по программам исследований ядерного [[Плутон (проект)|ПВРД «Pluto»]] и «Tory» в 1964 году были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности {{num|513|МВт}} в течение пяти минут с тягой {{num|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 переходит на использование атмосферного воздуха уже достигнув скоростей от {{nobr|1=<var>М</var> = 1}}.

В России, по сделанному президентом [[Путин, Владимир Владимирович|В. В. Путиным]] в начале 2018 года заявлению, «состоялся успешный пуск [[Крылатая ракета|крылатой ракеты]] с [[Ядерная силовая установка|ядерной энергоустановкой]]».<ref>{{cite video|url=https://www.youtube.com/watch?v=2NW_mfBPUyM|publisher=ВГТРК|title=Путин презентовал новейшие стратегические ракеты: никакие системы ПРО нам не помеха|date=2018-03-01|access-date=2018-03-02|archive-date=2018-03-01|archive-url=https://web.archive.org/web/20180301134016/https://www.youtube.com/watch?v=2NW_mfBPUyM|url-status=dead}}</ref>

== См. также ==
* [[Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель]]
* [[Ракетный двигатель]]
* [[Ускоритель (ракетостроение)]]

== Литература ==
* [http://www.astronaut.ru/bookcase/books/evstafiev/text/10.htm Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия с ПВРД в СССР (1947—1960)]
* Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей: Учебник для вузов / В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко; Под ред. С. М. Шляхтенко. — 2-е изд., перераб. и доп. — М.: Машиностроение, 1987.
* {{публикация|книга
|автор=Абрамович Г. Н.
|заглавие=Прикладная газовая динамика
|издание=2-е изд.
|место=М.
|издательство=Государственное издательство технико-теоретической литературы
|год=1953
|страниц=736
|часть=Глава X. § 3. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
|страницы=671-685
}}
* [http://engine.aviaport.ru/issues/13/page32.html ПВРД — задание на завтра]

== Примечания ==
{{примечания}}

{{rq|style}}

{{Двигатели|state2=expanded}}

<!-- === Для переработки ===
[[Файл:Ramjet.png|thumb|300px|right|Схема устройства ПВРД на жидком топливе. <br> 1. Встречный поток воздуха; <br> 2. Центральное тело. <br> 3. Входное устройство. <br> 4. Топливная форсунка. <br> 5. Камера сгорания. <br> 6. Сопло. <br> 7. Реактивная струя.]]
[[Файл:Ramjet solid fuel.png|thumb|300px|right|Схема устройства твердотопливного ПВРД]]
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель ('''ПВРД''', англоязычный термин — [[:en:Ramjet|Ramjet]]) является самым простым в классе ВРД по устройству. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха.

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/сек, что соответствует [[число Маха|числу Маха]] 0,1—0,2), его [[кинетическая энергия]] преобразуется во [[внутренняя энергия|внутреннюю энергию]] — его температура и давление повышаются. В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является [[изоэнтропийный процесс|изоэнтропийным]], 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 сначала сужаясь в [[сопло Лаваля|сопле]] достигает звуковой скорости, а потом расширяясь — сверхзвуковой, рабочее тело ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

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.

[[Файл:Bloodhound thor arp 750pix.jpg|thumb|left|Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «[[:en:Bristol Bloodhound|Бладхаунд]]». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания]]
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, [[сопло Лаваля|суживающееся-расширяющееся]].

С развитием технологии смесевого [[Твёрдое топливо|твёрдого топлива]], оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в [[РДТТ]]. Примером такого ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты [[П-270 Москит]].

В зависимости от скорости полёта ПВРД подразделяются на ''дозвуковые'', ''сверхзвукрвые'' и ''гиперзвуковые''. Это разделение обусловлено конструктивными особенностями каждой из этих групп.

==== Дозвуковые ПВРД ====
[[Скорость звука|Дозвуковые]] ПВРД предназначены для полётов на скоростях с [[Число Маха|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 равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД 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 [[Сверхзвуковой самолёт|сверхзвукового]] газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием [[Звуковой барьер|ударной волны]], называемой также ''скачком уплотнения''. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.

[[Файл:Lockheed D-21B USAF.jpg|thumb|right|200px|Беспилотный разведчик [[Lockheed D-21]]B (США). ПВРД с осесимметричным входным устройством с центральным телом.]]
[[Файл:ASMP-A P1220887.jpg|thumb|right|200px|Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух — земля [[:en:Air-Sol Moyenne Portée|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 (это возможно, если все скачки, кроме последнего, являются ''косыми'', фронт которых наклонён к вектору скорости потока), после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. 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 [[Обечайка|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. Он может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета.

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.

В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М=3 для идеального ПВРД степень повышения давления составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически 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, абсолютная температура заторможенного рабочего тела (в идеальном процессе) достигает 1638—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.

==== Гиперзвуковой ПВРД ====
{{основная статья|Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель}}
[[Файл:X43a2 nasa scramjet.jpg|thumb|left|200px|Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат [[X-43]] (рисунок художника)]]
[[Гиперзвуковой летательный аппарат|Гиперзвуковой]] прямоточный воздушно-реактивный двигатель ('''ГПВРД''', англоязычный термин — [[:en:Scramjet|Scramjet]]) — ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М (верхний предел точно не устанавливается) и предназначенный для полётов в [[стратосфера|стратосфере]]. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.

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.

Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, но на начало XXI в. этот тип двигателя является гипотетическим: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.

=== Ядерный ПВРД ===
Во второй половине 1950-х годов, в эпоху [[Холодная война|холодной войны]], в США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с [[Ядерный реактор|ядерным реактором]]. Источником энергии этих двигателей (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором, размещённым на месте камеры сгорания. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждает его и нагревается сам до температуры около {{num|3000|К}}, а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных [[жидкостный ракетный двигатель|жидкостных ракетных двигателей]].

Назначение летательного аппарата с таким двигателем — межконтинентальная крылатая ракета — носитель ядерного заряда. В обеих странах были созданы компактные малоресурсные ядерные реакторы, которые вписывались в габариты большой ракеты. В 1964 году в США, по программам исследований ядерного ПВРД «[[Плутон (проект)|Pluto]]» и «Tory», были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC». Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 (одной из причин можно назвать совершенствование конструкции баллистических ракет с традиционными химическими ракетными двигателями).

=== Область применения ===

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 [[Ускоритель (ракетостроение)|ракетным ускорителем]], или самолётом-носителем, с которого запускается аппарат с ПВРД.

Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприемлемым для использования на пилотируемых самолётах<ref name=autogenerated1 />, но для беспилотных, боевых, [[крылатая ракета|крылатых ракет]] одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Также ПВРД используются в летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является [[ракетный двигатель]].-->

[[Категория:Реактивные двигатели]]
[[Категория:Авиационные двигатели]]