Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | это… Что такое Прямоточный воздушно-реактивный двигатель?

Основная статья: Воздушно-реактивный двигатель

Огневые испытания ПВРД в лаборатории NASA

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.

Содержание 1 История 2 Принцип действия 3 Тяга ПВРД 4 Конструкция 5 Дозвуковые ПВРД 6 Сверхзвуковые ПВРД 7 Гиперзвуковой ПВРД 8 Область применения 8. 1 Ядерный ПВРД 9 См. также 10 Литература 11 Ссылки 12 Примечания

История

Leduc 010 — первый аппарат, летавший с ПВРД (Музей в Ле Бурже). Первый полёт — 19 ноября 1946

В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на гиперзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД, Leduc 010. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 021 и Leduc 022, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.

Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.

Крылатая ракета«Буря» с ускорителями

В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина, разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД, разработанный группой М.  М. Бондарюка, и имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17 км. В 1957 году проект вступил в стадию лётных испытаний, в ходе которых выявился ряд проблем, в частности, с точностью наведения, которые предстояло разрешить, и на это требовалось время, которое трудно было определить. Между тем, в том же году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Смерть генерального конструктора С. А. Лавочкина в 1960 г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.

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 м/сек, 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:

(5)

где  — давление в полностью заторможенном потоке;

 — атмосферное давление;

 — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде),

 — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4.

На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

• Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.
• Затем сначала сужаясь в 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.

Схема устройства ПВРД на жидком топливе.
1. Встречный поток воздуха;
2. Центральное тело.
3. Входное устройство.
4. Топливная форсунка.
5. Камера сгорания.
6. Сопло.
7. Реактивная струя.

Схема устройства твёрдотопливного ПВРД

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

• 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 (1). 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 (6), возрастает степень повышения давления в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического коэффициента полезного действия двигателя, который для идеального ПВРД выражается формулой:

(3)

Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «Бладхаунд». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания.

• В соответствии с формулой (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

Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость реактивной струи относительно двигателя, — секундный расход горючего.

Секундный расход воздуха:

Где — плотность воздуха(зависит от высоты), -объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, — площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.

Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью згорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:

Где — секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, — стехиометричнеский коэффициент смеси горючего и воздуха.

Конструкция

Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.

С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.

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

Дозвуковые ПВРД

Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.

Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M<0,5 ПВРД неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, при М=1 степень повышения давления составляет 1,89, а идеальный термический КПД — 16,7 %, что в 1,5 раза меньше чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же, и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.

По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.

Сверхзвуковые ПВРД

Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне 1 < M < 5.

Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.

Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического течения, внешнего сжатия с тремя скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления.

Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с асимметричным входным устройством с центральным телом.

Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух — земля ASMP (Франция)

Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4-х) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока. (Косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока.) В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.

В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — т. н. внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.

При установке двигателя на нижней (боковой) стенке фюзеляжа, или под крылом летательного аппарата, то есть в зоне аэродинамического влияния его элементов, обычно применяются плоские входные устройства двухмерного течения, имеющие прямоугольное поперечное сечение, без центрального тела. Система скачков уплотнения в них обеспечивается благодаря внутренней форме канала. Они называются также устройствами внутреннего или смешанного сжатия, так как внешнее сжатие частично имеет место и в этом случае — в скачках уплотнения, образованных у носового окончания и/или у передней кромки крыла летательного аппарата. Регулируемые входные устройства прямоугольного сечения имеют меняющие своё положение клинья внутри канала.

В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М=3 для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле (2) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически (по формуле (3)) достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 СПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.

При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, и его абсолютная температура при полном торможении (в изоэнтропийном процессе) выражается формулой:

где  — температура невозмущённого потока.

При М=5 и Т_o=273K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638К, при М=6 — 2238К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД

Гиперзвуковой ПВРД

Основная статья: Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (Рисунок художника)

Иллюстрация газодинамических процессов в плоском ГПВРД с соплом SERN Сжатие воздуха происходит в двух скачках уплотнения: внешнем, образованным у носового окончания аппарата, и внутреннем — у передней кромки нижней стенки двигателя. Оба скачка — косые и скорость потока остаётся сверхзвуковой.

Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин — Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, (верхний предел точно не устанавливается).

На начало XXI в. этот тип двигателя является экспериментальным: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.

Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бо́льшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.

Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.

Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.

Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.

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, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.

Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой^[1], но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Так же ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.

Ядерный ПВРД

Ядерный ПВРД «Плутон» (США)

Во второй половине 50-х годов ХХ в. , в эпоху холодной войны, В США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.

Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:

• 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 ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 г. были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 мегаватт в течение пяти минут с тягой 156 kN). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 г. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.

Тем не менее ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. Т. е., например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скорости от 1М, переходит на использование атмосферного воздуха.

См. также

• Ракетный двигатель
• Ускоритель (ракетостроение)

Литература

• Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия с ПВРД в СССР (1947—1960)
• Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. Авторы: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко. Под редакцией С. М. Шляхтенко. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987
• Г. Н. Абрамович Прикладная газовая динамика. Издание 4-е. Издательство «НАУКА». Главная редакция физико-математической литературы. Москва. 1976

Ссылки

Примечания

1. ↑ Начиная с Leduc 021 (Франция 1950г) по настоящее время было создано около десятка экспериментальных самолётов с ПВРД (главным образом, в США), в серийное производство так и не поступивших, за исключением SR-71 Blackbird с гибридным ТРД/ПВРД Pratt & Whitney J58, выпущенного в количестве 32 изделий.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | это… Что такое Прямоточный воздушно-реактивный двигатель?

Основная статья: Воздушно-реактивный двигатель

Огневые испытания ПВРД в лаборатории NASA

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД, англоязычный термин — Ramjet) — реактивный двигатель, является самым простым в классе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) по устройству. Относится к типу ВРД прямой реакции, в которых тяга создается исключительно за счёт реактивной струи истекающей из сопла. Необходимое для работы двигателя повышение давления достигается за счёт торможения встречного потока воздуха. ПВРД неработоспособен при низких скоростях полёта, тем более — при нулевой скорости, для выхода его на рабочую мощность необходим тот или иной ускоритель.

Содержание 1 История 2 Принцип действия 3 Тяга ПВРД 4 Конструкция 5 Дозвуковые ПВРД 6 Сверхзвуковые ПВРД 7 Гиперзвуковой ПВРД 8 Область применения 8.1 Ядерный ПВРД 9 См. также 10 Литература 11 Ссылки 12 Примечания

История

Leduc 010 — первый аппарат, летавший с ПВРД (Музей в Ле Бурже). Первый полёт — 19 ноября 1946

В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. ПВРД привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на гиперзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД, Leduc 010. Далее в течение 10 лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые Leduc 021 и Leduc 022, а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.

Обладая рядом недостатков для использования на пилотируемых самолётах (нулевая тяга на месте, низкая эффективность на малых скоростях полёта), ПВРД является предпочтительным типом ВРД для беспилотных одноразовых снарядов и крылатых ракет, благодаря своей простоте, а, следовательно, дешевизне и надёжности. Начиная с 50-х годов XX века в США было создан ряд экспериментальных самолётов и серийных крылатых ракет разного назначения с этим типом двигателя.

Крылатая ракета«Буря» с ускорителями

В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина, разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД, разработанный группой М. М. Бондарюка, и имевший уникальные для своего времени характеристики: эффективная работа на скорости свыше 3М, и на высоте 17 км. В 1957 году проект вступил в стадию лётных испытаний, в ходе которых выявился ряд проблем, в частности, с точностью наведения, которые предстояло разрешить, и на это требовалось время, которое трудно было определить. Между тем, в том же году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Смерть генерального конструктора С. А. Лавочкина в 1960 г окончательно похоронила проект. Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД: П-800 Оникс, П-270 Москит.

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 м/сек, 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:

(5)

где  — давление в полностью заторможенном потоке;

 — атмосферное давление;

 — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде),

 — показатель адиабаты, для воздуха равный 1,4.

На выходе из входного устройства, при входе в камеру сгорания рабочее тело имеет максимальное на всём протяжении проточной части двигателя давление.

• Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает.
• Затем сначала сужаясь в 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.

Схема устройства ПВРД на жидком топливе.
1. Встречный поток воздуха;
2. Центральное тело.
3. Входное устройство.
4. Топливная форсунка.
5. Камера сгорания.
6. Сопло.
7. Реактивная струя.

Схема устройства твёрдотопливного ПВРД

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

• 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 (1). 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 (6), возрастает степень повышения давления в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического коэффициента полезного действия двигателя, который для идеального ПВРД выражается формулой:

(3)

Препарированный ПВРД «Тор» ракеты «Бладхаунд». Хорошо видны входное устройство и вход в камеру сгорания.

• В соответствии с формулой (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

Где — сила тяги, — скорость полёта, — скорость реактивной струи относительно двигателя, — секундный расход горючего.

Секундный расход воздуха:

Где — плотность воздуха(зависит от высоты), -объём воздуха, который поступает в воздухозаборник ПВРД за единицу времени, — площадь сечения входа воздухозаборника, — скорость полёта.

Можем определить секундный расход массы рабочего тела для идеального случая. когда горючее полностью згорает и полностью используется кислород воздуха в процессе горения:

Где — секундный расход воздуха, — секундный расход горючего, — стехиометричнеский коэффициент смеси горючего и воздуха.

Конструкция

Конструктивно ПВРД имеет предельно простое устройство. Двигатель состоит из камеры сгорания, в которую из диффузора поступает воздух, а из топливных форсунок — горючее. Заканчивается камера сгорания входом в сопло, как правило, суживающееся-расширяющееся.

С развитием технологии смесевого твёрдого топлива, оно стало применяться в ПВРД. Топливная шашка с продольным центральным каналом размещается в камере сгорания. Рабочее тело, проходя по каналу, постепенно окисляет топливо с его поверхности, и нагревается само. Использование твёрдого топлива ещё более упрощает конструкцию ПВРД: ненужной становится топливная система. Состав смесевого топлива для ПВРД отличается от используемого в РДТТ. Если для ракетного двигателя большую часть топлива составляет окислитель, то для ПВРД он добавляется лишь в небольшом количестве для активизации процесса горения. Основную часть наполнителя смесевого топлива ПВРД составляет мелкодисперсный порошок алюминия, магния или бериллия, теплота окисления которых значительно превосходит теплоту сгорания углеводородных горючих. Примером твёрдотопливного ПВРД может служить маршевый двигатель противокорабельной крылатой ракеты П-270 Москит.

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

Дозвуковые ПВРД

Дозвуковые ПВРД предназначены для полётов на скоростях с числом Маха от 0,5 до 1. Торможение и сжатие воздуха в этих двигателях происходит в расширяющемся канале входного устройства — диффузоре.

Эти двигатели характеризуются крайне низкой эффективностью. При полёте на скорости М=0,5 степень повышения давления в них (как следует из формулы 2) равна 1,186, вследствие чего их идеальный термический КПД (в соответствии с формулой (3)) составляет всего 4,76 %, а с учётом потерь в реальном двигателе эта величина становится почти равной 0. Это означает, что на скоростях полёта при M<0,5 ПВРД неработоспособен. Но и на предельной для дозвукового диапазона скорости, при М=1 степень повышения давления составляет 1,89, а идеальный термический КПД — 16,7 %, что в 1,5 раза меньше чем у реальных поршневых ДВС, и вдвое меньше, чем у газотурбинных двигателей. К тому же, и поршневые, и газотурбинные двигатели эффективны при работе на месте.

По этим причинам дозвуковые прямоточные двигатели оказались неконкурентоспособными в сравнении с авиадвигателями других типов и в настоящее время серийно не выпускаются.

Сверхзвуковые ПВРД

Сверхзвуковые ПВРД (СПВРД) предназначены для полётов в диапазоне 1 < M < 5.

Торможение сверхзвукового газового потока происходит всегда разрывно (скачкообразно) — с образованием ударной волны, называемой также скачком уплотнения. Процесс сжатия газа на фронте ударной волны не является изоэнтропийным, вследствие чего в нём имеют место необратимые потери механической энергии, и степень повышения давления в нём меньше, чем в идеальном — изоэнтропийном процессе. Чем интенсивнее скачок уплотнения, то есть чем больше изменение скорости потока на его фронте, — тем больше потери давления, которые могут превышать 50 %.

Процесс торможения сверхзвукового потока во входном устройстве конического течения, внешнего сжатия с тремя скачками уплотнения. М — график изменения числа Маха в потоке; p — график изменения статического давления.

Беспилотный разведчик Lockheed D-21B (США). ПВРД с асимметричным входным устройством с центральным телом.

Плоские входные устройства внутреннего сжатия ПВРД крылатой ракеты воздух — земля ASMP (Франция)

Потери давления удаётся минимизировать за счёт организации сжатия не в одном, а в нескольких (обычно, не более 4-х) последовательных скачках уплотнения меньшей интенсивности, после каждого из которых (кроме последнего), скорость потока снижается, оставаясь сверхзвуковой. Это возможно, если все скачки (кроме последнего) являются косыми, фронт которых наклонён к вектору скорости потока. (Косой скачок уплотнения образуется, когда сверхзвуковой поток встречается с препятствием, поверхность которого наклонена к вектору скорости воздушного потока.) В промежутках между скачками параметры потока остаются постоянными. В последнем скачке (всегда прямом — нормальном к вектору скорости воздушного потока) скорость становится дозвуковой и дальнейшее торможение и сжатие воздуха происходит непрерывно в расширяющемся канале диффузора.

В случае, если входное устройство двигателя находится в зоне невозмущённого потока, например, в носовом окончании летательного аппарата, или на консоли на достаточном удалении от фюзеляжа, оно исполняется осесимметричным и снабжается центральным телом — длинным острым «конусом», выступающим из обечайки, назначение которого состоит в создании во встречном потоке системы косых скачков уплотнения, обеспечивающих торможение и сжатие воздуха ещё до поступления его в канал входного устройства — т. н. внешнее сжатие. Такие входные устройства называются также устройствами конического течения, потому что поток воздуха в них имеет коническую форму. Коническое центральное тело может быть снабжено механическим приводом, позволяющим перемещаться ему вдоль оси двигателя, оптимизируя тем самым торможение воздушного потока на различных скоростях полета. Такие входные устройства именуются регулируемыми.

При установке двигателя на нижней (боковой) стенке фюзеляжа, или под крылом летательного аппарата, то есть в зоне аэродинамического влияния его элементов, обычно применяются плоские входные устройства двухмерного течения, имеющие прямоугольное поперечное сечение, без центрального тела. Система скачков уплотнения в них обеспечивается благодаря внутренней форме канала. Они называются также устройствами внутреннего или смешанного сжатия, так как внешнее сжатие частично имеет место и в этом случае — в скачках уплотнения, образованных у носового окончания и/или у передней кромки крыла летательного аппарата. Регулируемые входные устройства прямоугольного сечения имеют меняющие своё положение клинья внутри канала.

В сверхзвуковом диапазоне скоростей ПВРД значительно более эффективен, чем в дозвуковом. Например, на скорости М=3 для идеального ПВРД степень повышения давления по формуле (2) составляет 36,7, что сравнимо с показателями самых высоконапорных компрессоров турбореактивных двигателей, а термический КПД теоретически (по формуле (3)) достигает 64,3 %. У реальных ПВРД эти показатели ниже, но даже с учётом потерь, в диапазоне полётного числа Маха от 3 до 5 СПВРД превосходят по эффективности ВРД всех других типов.

При торможении встречного потока воздуха он не только сжимается, но и нагревается, и его абсолютная температура при полном торможении (в изоэнтропийном процессе) выражается формулой:

где  — температура невозмущённого потока.

При М=5 и Т_o=273K (что соответствует 0 °C) температура заторможенного рабочего тела достигает 1638К, при М=6 — 2238К, а с учётом трения и скачков уплотнения в реальном процессе — ещё выше. При этом дальнейший нагрев рабочего тела за счёт сжигания топлива становится проблематичным из-за ограничений, накладываемых термической устойчивостью конструкционных материалов, из которых изготовлен двигатель. Потому скорость, соответствующая М=5 считается предельной для СПВРД

Гиперзвуковой ПВРД

Основная статья: Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат X-43 (Рисунок художника)

Иллюстрация газодинамических процессов в плоском ГПВРД с соплом SERN Сжатие воздуха происходит в двух скачках уплотнения: внешнем, образованным у носового окончания аппарата, и внутреннем — у передней кромки нижней стенки двигателя. Оба скачка — косые и скорость потока остаётся сверхзвуковой.

Гиперзвуковым ПВРД (ГПВРД, англоязычный термин — Scramjet) называется ПВРД, работающий на скоростях полёта свыше 5М, (верхний предел точно не устанавливается).

На начало XXI в. этот тип двигателя является экспериментальным: не существует ни одного образца, прошедшего лётные испытания, подтвердившие практическую целесообразность его серийного производства.

Торможение потока воздуха во входном устройстве ГПВРД происходит лишь частично, так что на протяжении всего остального тракта движение рабочего тела остаётся сверхзвуковым. При этом бо́льшая часть исходной кинетической энергии потока сохраняется, а температура после сжатия относительно низка, что позволяет сообщить рабочему телу значительное количество тепла. Проточная часть ГПВРД расширяется на всём её протяжении после входного устройства. Горючее вводится в сверхзвуковой поток со стенок проточной части двигателя. За счёт сжигания горючего в сверхзвуковом потоке рабочее тело нагревается, расширяется и ускоряется, так что скорость его истечения превышает скорость полёта.

Двигатель предназначен для полётов в стратосфере. Возможное назначение летательного аппарата с ГПВРД — низшая ступень многоразового носителя космических аппаратов.

Организация горения топлива в сверхзвуковом потоке составляет одну из главных проблем создания ГПВРД.

Существует несколько программ разработок ГПВРД в разных странах, все — в стадии теоретических изысканий или предпроектных экспериментов.

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, твёрдотопливным ракетным ускорителем, или самолётом-носителем (самолетом-разгонщиком), с которого запускается аппарат с ПВРД.

Неэффективность ПВРД на малых скоростях полёта делает его практически неприменимым на пилотируемых самолётах с неядерной двигательной системой^[1], но для беспилотных, в том числе боевых (в частности, крылатых ракет), одноразового применения, летающих в диапазоне скоростей 2 < M < 5, благодаря своей простоте, дешевизне и надёжности, он предпочтителен. Так же ПВРД используются на летающих мишенях. Основным конкурентом ПВРД в этой нише является ракетный двигатель.

Ядерный ПВРД

Ядерный ПВРД «Плутон» (США)

Во второй половине 50-х годов ХХ в., в эпоху холодной войны, В США и СССР разрабатывались проекты ПВРД с ядерным реактором.

Источником энергии этих ПВРД (в отличие от остальных ВРД) является не химическая реакция горения топлива, а тепло, вырабатываемое ядерным реактором в камере нагрева рабочего тела. Воздух из входного устройства в таком ПВРД проходит через активную зону реактора, охлаждая его, нагревается сам до рабочей температуры (около 3000 К), а затем истекает из сопла со скоростью, сравнимой со скоростями истечения для самых совершенных химических ЖРД. Возможное назначения летательного аппарата с таким двигателем:

• 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 ПВРД «Pluto» и «Tory» в 1964 г. были проведены стендовые огневые испытания ядерного прямоточного двигателя «Tory-IIC» (режим полной мощности 513 мегаватт в течение пяти минут с тягой 156 kN). Лётные испытания не проводились, программа была закрыта в июле 1964 г. Одна из причин закрытия программы — совершенствование конструкции баллистических ракет с химическими ракетными двигателями, которые вполне обеспечили решение боевых задач без применения схем с сравнительно дорогостоящими ядерными ПВРД.

Тем не менее ядерный ПВРД перспективен как двигательная система для одноступенчатых воздушно-космических самолётов и скоростной межконтинентальной тяжёлой транспортной авиации. Этому способствует возможность создания ядерного ПВРД, способного работать на дозвуковых и нулевых скоростях полёта в режиме ракетного двигателя, используя бортовые запасы рабочего тела. Т. е., например, воздушно-космический самолёт с ядерным ПВРД стартует (в том числе взлетает), подавая в двигатели рабочее тело из бортовых (или подвесных) баков и, уже достигнув скорости от 1М, переходит на использование атмосферного воздуха.

См. также

• Ракетный двигатель
• Ускоритель (ракетостроение)

Литература

• Работы по ПВРД и крылатым ракетам дальнего действия с ПВРД в СССР (1947—1960)
• Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Учебник для вузов. Авторы: В. М. Акимов, В. И. Бакулев, Р. И. Курзинер, В. В. Поляков, В. А. Сосунов, С. М. Шляхтенко. Под редакцией С. М. Шляхтенко. 2-е издание, переработанное и дополненное. М.: Машиностроение, 1987
• Г. Н. Абрамович Прикладная газовая динамика. Издание 4-е. Издательство «НАУКА». Главная редакция физико-математической литературы. Москва. 1976

Ссылки

Примечания

1. ↑ Начиная с Leduc 021 (Франция 1950г) по настоящее время было создано около десятка экспериментальных самолётов с ПВРД (главным образом, в США), в серийное производство так и не поступивших, за исключением SR-71 Blackbird с гибридным ТРД/ПВРД Pratt & Whitney J58, выпущенного в количестве 32 изделий.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель — Движение 2

1. Что такое прямоточный воздушно-реактивный двигатель?
2. Операционные принципы Ramjet Engine
   Критические
   Подкритические
   Суперкритические
3. Объяснение в отношении восстановления давления и массового расхода воздуха
4. Преимущества Ramjet Engine
5. Рамжевые , Иногда 70018, иногда с рекомендациями , Иногда , Иногда , иногда с рекомендациями , Иногда , иногда. как летающая дымовая труба или атодид (аэротермодинамический воздуховод) представляет собой форму воздушно-реактивного двигателя, который использует поступательное движение двигателя для сжатия входящего воздуха без осевого компрессора или центробежного компрессора. Поскольку прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут создавать тягу при нулевой воздушной скорости, они не могут сдвинуть самолет с места. Таким образом, транспортному средству с прямоточным воздушно-реактивным двигателем требуется вспомогательный взлет, такой как ракета, чтобы разогнать его до скорости, при которой он начинает создавать тягу.

   ПВРД наиболее эффективно работают на сверхзвуковых скоростях около 3 Маха (2300 миль в час; 3700 км/ч). Этот тип двигателя может работать на скорости до 6 Маха (4600 миль в час; 7400 км / ч). Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть особенно полезны в приложениях, требующих небольшого и простого механизма для высокоскоростного использования, например, в ракетах. По мере увеличения скорости эффективность прямоточного воздушно-реактивного двигателя начинает падать, поскольку температура воздуха на входе увеличивается из-за сжатия. По мере того, как температура на входе становится ближе к температуре на выходе, меньше энергии может быть извлечено в виде тяги.

   Чтобы создать полезную тягу на еще более высоких скоростях, прямоточный воздушно-реактивный двигатель должен быть модифицирован таким образом, чтобы входящий воздух не сжимался (и, следовательно, не нагревался) почти так же сильно. Это означает, что воздух, протекающий через камеру сгорания, все еще движется очень быстро (по отношению к двигателю), на самом деле он будет сверхзвуковым — отсюда и название сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя или ГПВРД .

   Принципы работы прямоточного воздушно-реактивного двигателя :

   Обсуждение прямоточного воздушно-реактивного двигателя можно упростить, предположив, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель неподвижен и что воздух приближается к двигателю со скоростью, равной скорости транспортного средства. Когда воздух поступает во впускное отверстие, адиабатическое сжатие вызывает повышение температуры и уменьшение скорости. Воздух дополнительно нагревается за счет сгорания топлива, что также увеличивает массовый расход, обычно от 5 до 10%. Затем высокотемпературные сжатые газы расширяются в сопле и разгоняются до высокой скорости.

   Тяга, развиваемая двигателем, представляет собой результирующую скорость изменения количества движения газов, проходящих через двигатель, и равна массовому расходу воздуха плюс сгоревшее топливо, умноженное на скорость струи минус расход воздуха, умноженный на воздух скорость. Эффективная чистая тяга транспортного средства будет несколько меньше тяги двигателя из-за сопротивления поверхностного трения воздуха, обтекающего прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Есть три различных условия, при которых может работать диффузор прямоточного воздушно-реактивного двигателя, в зависимости от тепла, выделяемого в камере сгорания.

   1. Критический
   2. Подкритический
   3. Сверхкритический

   1.

   Критический (ПВРД) :

   шок должен располагаться на входных горловинах, операция считается критической; это проектное условие.

   2.

   Докритические (ПВРД) :

   Если тепловыделение в камере сгорания увеличивается, статическое давление на выходе из дозвукового диффузора больше, чем может быть достигнуто при расчетных условиях. Нормальный скачок уплотнения движется вверх по потоку, выбрасывается из диффузора и продолжает двигаться к вершине сверхзвукового диффузора. За прямым скачком уплотнения течение дозвуковое. Поскольку ударная волна отделяется от впускного отверстия, поступающий воздух переливается через кожух диффузора, увеличивая сопротивление автомобиля и, возможно, приводя к нестабильности.

   3.

   Сверхкритические (ПВРД) :

   Когда тепло, выделяемое в камере сгорания, уменьшается, противодавление на выходе из секции диффузионной системы становится слишком маленьким для поддержания нормального удара на входе. Поэтому избыточное давление, связанное с внутренним потоком, должно рассеяться внутри диффузионной системы за счет образования сильной ударной волны в расширяющейся части диффузора. Другими словами, нормальный скачок движется во впускное отверстие.

   Пояснение относительно восстановления давления и массового расхода воздуха :

   • Состояние максимального восстановления давления при максимальном массовом расходе называется критической точкой или критической операцией .
   • Работа при более низком расходе называется докритической операцией .
   • Работа при максимальном расходе, но при более низком восстановлении давления называется сверхкритической операцией .

   Преимущества прямоточного воздушно-реактивного двигателя :

   • Можно использовать высокие температуры.
   • Ввиду отсутствия вращающихся механизмов конструкция очень проста и дешева.
   • Может эффективно работать на высоких сверхзвуковых числах Маха.
   • Не очень чувствителен к качеству топлива.
   • Обеспечивает высокую тягу на единицу веса.

   Недостатки прямоточного воздушно-реактивного двигателя :

   • Требуется пусковое устройство на сверхзвуковой скорости.
   • Не подходит для дозвуковых скоростей.
   • Обладает низким тепловым КПД и высоким TSFC.
   • Максимальная рабочая высота ограничена.

   Чтобы найти больше тем на нашем веб-сайте…

   Ищите:

   Хотите сослаться на Википедию? Пожалуйста, нажмите здесь…

   Искать:

   Пожалуйста, подпишитесь на нас и поставьте лайк 🙂

   сверхзвук — Есть ли самолеты с ПВРД или ГПВРД?

   ГПВРД

   Есть только пара летающих экземпляров. Ранний советский «Холод», серия HyShot и недавний квадроцикл ISRO использовали небольшие ГПВРД, хотя ни один из них не был рассчитан на чистую тягу. Безусловно, наиболее [публично] успешными машинами были X-43A и X-51. Оба были полностью управляемыми, независимыми летательными аппаратами (а не просто двигателями, подвешенными к ракетам), которые создавали чистую тягу.

   Гиперзвуковой исследовательский аппарат NASA X-43A был сброшен с B-52, затем усилен модифицированной ракетой-носителем Pegasus и на короткое время пролетел со скоростью 9,6 Маха с ГПВРД на водородном топливе.

   Авторы и права: НАСА

   Авторы и права: НАСА

   ракета), а затем летел со скоростью 7 Маха с ГПВРД на топливе JP-7.

   Авторы и права: USAF

   Программа DARPA Falcon была направлена ​​на создание гиперзвукового самолета, который мог бы взлетать и приземляться на собственной тяге с использованием двигательной установки с комбинированным циклом (TBCC) на основе турбины (обзор NASA TBCC по NTRS). Два ранних проекта, HTV-1 и HTV-2, представляли собой гиперзвуковые планеры без двигателя, последний запускался с межконтинентальных баллистических ракет (в основном боеголовок, таких как X-41, от которых они, вероятно, были созданы). Но следующие два проекта, HTV-3X Blackswift (YouTube) и последний Hypersonic Cruise Vehicle (HCV) (YouTube), должны были стать первым многоразовым гиперзвуковым самолетом CTOL. HCV мог бы очень быстро перевозить несколько тысяч фунтов полезной нагрузки (например, бомбы, оборудование для летных испытаний, камеры) на большие расстояния. Программа [HTV-3X и HCV] была в конечном итоге отменена, но другие работы по гиперзвуковому оружию и транспортным средствам продолжаются.

   Кредит: DARPA

   SR-72. Lockheed Martin разрабатывает SR-72, беспилотную платформу ISR (разведчик) со скоростью 6+ Маха. Он должен летать полностью своим ходом, используя TBCC, взлетая с турбинами и переходя на прямоточный и, наконец, на ГПВРД. Ключевым нововведением было преодоление разрыва в скорости между тем, где турбореактивные двигатели перестают работать хорошо, и где прямоточные двигатели начинают работать хорошо, но LM отказалась сообщить, как они этого добились. Их дизайн, по-видимому, основан на их работе над программой Falcon (см. выше). Они сказали, что протестируют одномоторную модель, прежде чем переходить к полномасштабной двухмоторной машине.

   Авторы и права: Lockheed Martin

   Другие амбициозные проекты, которые еще не были запущены, включают LLNL Hypersoar и национальный аэрокосмический самолет X-30. Оба были большими (100-200 тонн взлетной массы), гиперзвуковыми, межконтинентальными аппаратами. X-30 с возможностью SSTO может доставлять полезные грузы на НОО, а также обслуживать межконтинентальные пассажирские маршруты. Также предполагалось, что Hypersoar будет перевозить пассажиров в одном варианте, выполнять TSTO в другом, а также выполнять глобальный удар/разведку в третьем.

   Х-30 НАСП. Предоставлено: Чад Слэттери

   Гиперсоар. Источник: ФАС.

   ПВРД

   Republic XF-103 Thunderwarrior был, по сути, ранней попыткой TBCC в пилотируемом перехватчике. Это был очень инновационный дизайн (3-5 Маха, без фонаря, перископа, капсулы экипажа, огромного радара и внутренних отсеков для 6 больших ракет, предшественников AIM-54), но он так и не взлетел.

   Источник. Неизвестный.

   Источник с большим количеством отличного фона.

   Существует множество ракет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем

   Известные примеры включают…

   … Bomarc . Кредит: Боинг.

   … GQM-163 Coyote , примечательная сверхзвуковая мишень, летающая над морем. Кредит: ДР Кирк.

   … массивный П-700 Гранит Источник и его родственники, П-800 Оникс и БраМос.

   … RIM-8 Talos SAM. Кредит: USN.

   … и Sea Dart , Moskit , Hughes/Raytheon AIM-152 (и связанные с ним ACIMD ), Triple Target Terminator и куча других. Есть противокорабельные ракеты (различные траектории), есть ЗРК, есть ракеты класса «воздух-воздух». Все они были ракетными до того, как преобладал прямоточный воздушно-реактивный двигатель.