Прямоточний повітряно-реактивний двигун (ППРД, англ. Ramjet) — реактивний двигун, є найпростішим у класі повітряно-реактивних двигунів (ПРД) за будовою. Належить до типу ПРД прямої реакції, в яких тяга утворюється суто за рахунок реактивного струменя що витікає з сопла. Необхідне для роботи двигуна підвищення тиску досягається за рахунок гальмування зустрічного потоку повітря. ППРД не працездатний за низьких швидкостей польоту, а надто — за нульової швидкості, для виходу його на робочу потужність необхідний той або інший прискорювач.
Минуле
В 1913 році француз Рене Лорен отримав патент на прямоточний повітряно-реактивний двигун. ППРД приваблював конструкторів простотою своєї будови, але головне — своєю потенційною здатністю працювати на гіперзвукових швидкостях та у найвищих, найбільш розріджених шарах атмосфери, тобто в умовах, де ПРД інших типів непрацездатні або малоефективні. У 1930-ті роки з цим типом двигунів здійснювалися експерименти у США ([en]), у СРСР (Ф. А. Цандер, , Ю. О. Побєдоносцев).
У 1937 році французький конструктор Рене Ледюк отримав замовлення від уряду Франції на розробку експериментального літака з ППРД. Ця робота була перервана війною та відновилася після її закінчення. 19 листопада 1946 року відбувся перший в історії політ апарату з маршевим ППРД, [fr]. Далі упродовж 10 років було виготовлено та випробувано ще кілька експериментальних апаратів цієї серії, насамперед, пілотовані Leduc 021 и Leduc 022, а у 1957 році уряд Франції відмовився від продовження цих робіт — напрямок ТРД, що бурхливо розвинувся у той час уявлявся перспективнішим.
Маючи ряд недоліків для використання на пілотованих літаках (нульова тяга на місці, низька ефективність на малих швидкостях польоту), ППРД є бажаним типом ПРД для безпілотних одноразових снарядів та крилатих ракет, завдяки своїй простоті, та, відповідно, дешевизні та надійності. Починаючи з 50-х років XX століття у США було створено ряд експериментальних літаків та серійних крилатих ракет різного призначення з цим типом двигуна.
У СРСР з 1954 до 1960 років у ОКБ-301 під керівництвом С. А. Лавочкіна, розроблялася крилата ракета , яка призначалася для доставки ядерних зарядів на міжконтинентальні відстані, та використовувалася як маршевий двигун ППРД, розроблений групою , та мав унікальні для свого часу характеристики: ефективна робота на швидкості вище 3М, та на висоті 17 км. 1957 року проєкт вступив у стадію льотних випробувань, під час яких виявився ряд проблем, зокрема, з точністю наведення, які необхідно було розв'язати, та на це потрібний був час, який важко було визначити. Між тим, в тому ж самому році на озброєння вже поступила МБР Р-7, яка мала теж саме призначення, розроблена під керівництвом С. П. Корольова. Це ставило під сумнів доцільність подальшої розробки «Бурі». Смерть генерального конструктора С. О. Лавочкина у 1960 році остаточно поховала проєкт. З числа сучасніших розробок СРСР і Росії можна згадати протикорабельні крилаті ракети з маршевими ППРД: П-800 «Онікс», П-270 Москит.
Принцип дії
Робочий процес ППРД коротко можна описати таким чином:
- повітря, яке поступає зі швидкістю польоту у вхідний пристрій двигуна, гальмується (на практиці, до швидкостей 30–60 м/сек, що відповідає числу Маха 0,1–0,2), його кінетична енергія перетворюється на внутрішню енергію — його температура та тиск підвищуються.
- Якщо припустити, що повітря — ідеальний газ, та процес стиснення є ізоентропійним, ступінь підвищення тиску (відношення статичного тиску у загальмованому потоці до атмосферного) виражається рівнянням:
- де — тиск у повністю загальмованому потоці;
- — атмосферний тиск;
- — польотне число Маха (відношення швидкості польоту до швидкості звуку в навколишньому середовищі),
- — показник адіабати, для повітря рівний 1,4.
- На виході з вхідного пристрою, при вході у камеру згоряння робоче тіло має максимальне на всьому протязі проточної частини двигуна тиск.
- Стиснуте повітря у камері згоряння нагрівається за рахунок окислення доданого до неї палива, внутрішня енергія робочого тіла при цьому збільшується.
- Потім спочатку звужуючись у соплі досягає звукової швидкості, а потім розширюючись — надзвукової, робоче тіло прискорюється та витікає зі швидкістю більшою, ніж швидкість зустрічного потоку, що й створює реактивну тягу.
Залежність ППРД від швидкості польоту визначається кількома факторами:
- Чим вища швидкість польоту, тим більша витрата повітря через тракт двигуна, що визначає, й кількість кисню, який поступає у камеру, що дозволяє, збільшивши витрату пального, підвищити теплову, а разом з нею й механічну потужність двигуна.
- Чим більше витрата повітря через тракт двигуна, тим вище утворювана ним тяга, згідно з формулою (1). Однак витрата повітря через тракт двигуна не може збільшуватись необмежено. Площина кожного перетину двигуна повинна бути достатньою для забезпечення необхідної витрати повітря.
- Із збільшенням швидкості польоту, згідно з формулою (6), збільшується ступінь підвищення тиску у камері згоряння, що тягне за собою збільшення термічного коефіцієнту корисної дії двигуна, який для ідеального ППРД виражається формулою:
- Згідно з формулою (1), чим менша різниця між швидкістю польоту та швидкістю витоку реактивного струменю, тим менша тяга двигуна (за інших рівних умов).
Взагалі, залежність тяги ППРД від швидкості польоту, може бути показана таким чином: поки швидкість польоту значно нижча ніж швидкість витоку реактивного струменю, тяга зростає зі зростанням швидкості польоту (внаслідок підвищення витрати повітря, тиску у камері згоряння та термічного ККД двигуна), та з приближенням швидкості польоту до швидкості витоку реактивного струменю, тяга ППРД падає, минаючи деякий максимум, який відповідає оптимальній швидкості польоту.
Тяга ППРД
Сила тяги ППРД визначається виразом
Де — сила тяги, — швидкість польоту, — швидкість реактивного струменя відносно двигуна, — секундна витрата маси пального за умови повного згоряння пального та повного використання кисню повітря.
Секундна витрата повітря:
Де — щільність повітря (залежить від висоти), — об'єм повітря, який поступає у повітрозабірник ППРД за одиницю часу, — площина перетину на вході повітрозабірника, — швидкість польоту.
Можемо визначити секундну витрату маси робочого тіла:
Де — секундна витрата маси повітря, — секундна витрата маси пального за умови повного згоряння пального та повного використання кисню повітря, — стехіометричний коефіцієнт суміші пального та повітря.
Конструкція
Конструктивно ППРД має дуже просту будову. Двигун складається з камери згоряння, у яку з дифузору поступає повітря, а з паливних форсунок — пальне. Закінчується камера згоряння входом у сопло, як правило, яке звужується-розширюється.
З розвитком технології сумішевого твердого палива, воно стало застосовуваться у ППРД. Паливна шашка з поздовжнім центральним каналом розміщуєтся у камері згоряння. Робоче тіло, проходячи по каналу, поступово окислює паливо з його поверхні, та нагрівається. Використання твердого палива ще більш спрощує конструкцію ППРД: непотрібною стає паливна система. Склад сумішевого палива для ППРД відрізняється від того, що використовується у РДТТ. Якщо для ракетного двигуна більшу частину палива складає окислювач, то для ППРД він додається лише у невеликій кількості для активізації процесу горіння. Основну частину наповнювача сумішевого палива ППРД складає дрібнодисперсний порошок алюмінію, магнію або берилію, теплота окислення яких значно перевищує теплоту згоряння пального. Прикладом твердопаливного ППРД може слугувати маршевий двигун протикорабельної крилатої ракети П-270 Москит.
В залежності від швидкості польоту ППРД поділяються на дозвукові, надзвукові та гіперзвукові. Це розділення зумовлено конструктивними особливостями кожної з цих груп.
Дозвукові ППРД
Дозвукові ППРД призначені для польотів на швидкостях з числом Маха від 0,5 до 1. Гальмування та стиснення повітря в цих двигунах відбувається у каналі вхідного пристрою що розширюється — дифузорі.
Ці двигуни характеризуються вкрай низькою ефективністю. Під час польоту на швидкості М=0,5 ступінь підвищення тиску в них (як виходить з формули 2) рівна 1,186, внаслідок чого їхній ідеальний термічний ККД (згідно з формулою (3)) складає усього 4,76 %, а з врахуванням втрат у реальному двигуні ця величина стає майже рівною 0. Це означає, що на швидкостях польоту біля M < 0,5 ППРД непрацездатний. Але й на граничній для дозвукового діапазону швидкості, при М = 1 ступінь підвищення тиску становить 1,89, а ідеальний термічний ККД — 16,7 %, що у 1,5 рази менше ніж у реальних поршневих ДВС, та вдвоє менше, ніж у газотурбінних двигунів. До того ж, й поршневі, й газотурбінні двигуни ефективні при роботі на місці.
За цими причинами дозвукові прямоточні двигуни виявилися неконкурентоздатними у порівнянні з авіадвигунами інших типів та у теперішній час серійно не випускаються.
Надзвукові ППРД
Надзвукові ППРД (НППРД) призначені для польотів у діапазоні 1 < M < 5.
Гальмування надзвукового газового потоку відбувається завжди розривно (стрибкоподібно) — з утворенням ударної хвилі, яка називається також стрибком ущільнення. Процес стиснення газу на фронті ударної хвилі не є ізоентропійним, внаслідок чого у ньому мають місце незворотні втрати механічної енергії, та ступінь підвищення тиску в ньому менша, ніж у ідеальному — ізоентропійному процесі. Чим інтенсивніший стрибок ущільнення, тобто чим більша зміна швидкості потоку на його фронті, — тим більші втрати тиску, які можуть перевищувати 50 %.
Втрати тиску вдається мінімізувати за рахунок організації стиснення не в одному, а в декількох (зазвичай, не більш 4-х) послідовних стрибках ущільнення меншої інтенсивності, після кожного з яких (окрім останнього), швидкість потоку знижується, залишаючись надзвуковою. Це можливо, якщо всі стрибки (окрім останнього) є косими, фронт яких нахилений до вектора швидкості потоку. (Косий стрибок ущільнення утворюється, коли надзвуковий потік зустрічається з перешкодою, поверхня якого нахилена до вектора швидкості повітряного потоку.) У проміжках між стрибками параметри потоку залишаються незмінними. У останньому стрибку (завжди прямому — нормальному до вектора швидкості повітряного потоку) швидкість стає дозвуковою та подальше гальмування та стискування повітря відбувається безперервно у каналі дифузора що розширюється.
У випадку, якщо вхідний пристрій двигуна знаходиться у зоні незбуреного потоку, наприклад, у носовому закінченні літального апарату, або на консолі на достатньому віддаленні від фюзеляжу, він робиться вісесиметричним і додається центральне тіло — довгий гострий «конус», що виступає з оболонки, призначенням якого є у створення на зустрічному потоці системи косих стрибків ущільнення, що забезпечують гальмування та стискування повітря ще до появи його у каналі вхідного пристрою — т. з. зовнішнє стискування. Такі вхідні пристрої звуться також пристроями конічної течії, тому що потік повітря в них має конічну форму. Конічне центральне тіло може бути доповнене механічним приводом, який дозволяє переміщуватися йому уздовж осі двигуна, оптимізуючи тим самим гальмування повітряного потоку на різних швидкостях польоту. Такі вхідні пристрої називаються регульованими.
Під час встановлення двигуна на нижній (боковій) стінці фюзеляжу, або під крилом літального апарату, тобто у зоні аеродинамічного впливу його елементів, зазвичай застосовуються пласкі вхідні пристрої двовимірної течії, які мають прямокутний поперечний перетин, без центрального тіла. Система стрибків ущільнення в них забезпечується завдяки внутрішній формі каналу. Вони називаються також пристроями внутрішнього або змішаного стиснення, тому що зовнішнє стиснення частково відбувається і в цьому випадку — у стрибках ущільнення, утворених у носового закінчення та/або у передньої кромки крила літального апарату. Регульовані вхідні пристрої прямокутного перетину мають змінюючи своє положення клини всередині каналу.
У надзвуковому діапазоні швидкостей ППРД значно ефективніший, ніж у дозвуковому Наприклад, на швидкості М = 3 для ідеального ППРД ступінь підвищення тиску за формулою (2) становить 36,7, що у порівнянні з показниками найбільш високонапорних компресорів турбореактивних двигунів, а термічний ККД теоретично (за формулою (3)) достягає 64,3 %. У реальних ППРД ці показники нижчі, але навіть з врахуванням втрат, у діапазоні польотного числа Маха від 3 до 5 НППРД перевищують за ефективністю ПРД усіх інших типів.
Під час гальмування зустрічного потоку повітря він не тільки стискується, але и нагрівається, та його абсолютна температура під час повного гальмування (в ізоентропійному процесі) виражається формулою:
- где — температура незбуреного потоку.
При М = 5 и Тo = 273 K (що відповідає 0 °C) температура загальмованого робочого тіла досягає 1638 К, при М = 6 — 2238 К, а з врахуванням тертя та стрибків ущільнення в реальному процесі — ще вище. При цьому подальше нагрівання робочого тіла за рахунок згорання палива стає проблематичним через обмеження, які накладаються термічною стійкістю конструкційних матеріалів, з яких виготовлений двигун. Тому швидкість, яка відповідає М=5 вважається граничною для НППРД.
Гіперзвуковий ППРД
Гіперзвуковим ППРД (ГППРД, англомовний термін — Scramjet) зветься ППРД, що працює на швидкостях польоту вище 5М, (верхня межа точно не встановлюється).
На початок XXI ст. цей тип двигуна є гіпотетичним: не існує жодного зразку, який пройшов льотні випробування, які підтвердили практичну доцільність його серійного виробництва.
Гальмування потоку повітря у вхідному пристрої ГППРД відбувається лише частково, так що протягом усього останнього тракту рух робочого тіла залишається надзвуковим. При цьому більша частина вихідної кінетичної енергії потоку зберігається, а температура після стиснення відносно низька, що дозволяє надати робочому тілу значну кількість тепла. Проточна частина ГППРД розширюється на всій довжині після вхідного пристрою. Пальне вводиться у надзвуковий потік зі стінок проточної частини двигуна. За рахунок згоряння пального у надзвуковому потоці робоче тіло нагрівається, розширюється та прискорюється, так що швидкість його витоку перевищує швидкість польоту.
Двигун призначений для польотів у стратосфері. Можливе призначення літального апарату з ГППРД — найнижчий ступінь багаторазового носія космічних апаратів.
Організація горіння палива у надзвуковому потоці складає одну з головних проблем створення ГППРД.
Існує кілька програм розробок ГППРД у різних країнах, усі — у стадії теоретичних пошуків або передпроєктних експериментів.
Ядерний ППРД
У другій половині 50-х років ХХ ст., у епоху холодної війни у США та СРСР розроблялися проєкти ППРД з ядерним реактором.
Джерелом енергії цих двигунів (на відміну від інших ПРД) є не хімічна реакція горіння палива, а тепло, яке виробляється ядерним реактором, розміщеним на місці камери згоряння. Повітря з вхідного пристрою у такому ППРД проходить через активну зону реактора, охолоджує його та нагрівається до температури близько 3000 К, а потім витікає з сопла зі швидкістю, близькою до швидкостей витоку для найбільш довершених рідинних ракетних двигунах. Призначення літального апарату з таким двигуном — міжконтинентальна крилата ракета — носій ядерного заряду. В обох країнах були створені компактні малоресурсні ядерні реактори, які вписувалися у габарити великої ракети. У США за програмами дослідження ядерного та «Tory» у 1964 були проведені стендові вогневі випробування ядерного прямоточного двигуна «Tory-IIC» (режим повної потужності 513 мегават упродовж п'яти хвилин з тягою 156 kN), льотні випробування не проводились, програма була закрита у липні 1964. Однією з причин можна назвати вдосконалення конструкції балістичних ракет з традиційними хімічними ракетними двигунами, які достатньо забезпечили розв'язаня бойових задач без застосування схем з ядерними ППРД.
Галузь застосування
ППРД є непрацездатний за низьких швидкостей польоту, тим більше — за нульової швидкості. Для досягнення початкової швидкості, за якої він стає ефективним, апарат з цим двигуном потребує додаткового пристрою, який може бути забезпечений, наприклад, твердопаливним ракетним прискорювачем, або літаком-носієм, з якого запускається апарат з ППРД.
Неефективність ППРД на малих швидкостях польоту робить його практично неприйнятним для використання на пілотованих літаках, але для непілотованих, бойових, крилатих ракет одноразового застосування, що літають у діапазоні швидкостей 2 < M < 5, завдяки своїй простоті, дешевизні та надійності, він найбільш вартий уваги. Також ППРД використовуються у літаючих мішенях. Основним конкурентом ППРД в цій царині є ракетний двигун.
Див. також
Література
- Работы по ППРД 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
Посилання
Примітки
- Починаючи з [en] (Франція 1950 р) дотепер було створено біля десятка експериментальних літаків з ППРД (головним чином, у США), що у серійне виробництво так і не потрапили, за винятком SR-71 Blackbird з гібридним ТРД/ППРД [en], який випущено у кількості 32 виробів.
Вікіпедія, Українська, Україна, книга, книги, бібліотека, стаття, читати, завантажити, безкоштовно, безкоштовно завантажити, mp3, відео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, малюнок, музика, пісня, фільм, книга, гра, ігри, мобільний, телефон, android, ios, apple, мобільний телефон, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Інтернет
Div takozh povitryano reaktivnij dvigun Pryamotochnij povitryano reaktivnij dvigun PPRD angl Ramjet reaktivnij dvigun ye najprostishim u klasi povitryano reaktivnih dviguniv PRD za budovoyu Nalezhit do tipu PRD pryamoyi reakciyi v yakih tyaga utvoryuyetsya suto za rahunok reaktivnogo strumenya sho vitikaye z sopla Neobhidne dlya roboti dviguna pidvishennya tisku dosyagayetsya za rahunok galmuvannya zustrichnogo potoku povitrya PPRD ne pracezdatnij za nizkih shvidkostej polotu a nadto za nulovoyi shvidkosti dlya vihodu jogo na robochu potuzhnist neobhidnij toj abo inshij priskoryuvach Vognevi viprobuvannya PPRD u laboratoriyi NASAMinuleLeduc 010 pershij aparat yakij litav z PPRD Muzej u Le Burzhe Pershij polit 19 listopada 1946 V 1913 roci francuz Rene Loren otrimav patent na pryamotochnij povitryano reaktivnij dvigun PPRD privablyuvav konstruktoriv prostotoyu svoyeyi budovi ale golovne svoyeyu potencijnoyu zdatnistyu pracyuvati na giperzvukovih shvidkostyah ta u najvishih najbilsh rozridzhenih sharah atmosferi tobto v umovah de PRD inshih tipiv nepracezdatni abo maloefektivni U 1930 ti roki z cim tipom dviguniv zdijsnyuvalisya eksperimenti u SShA en u SRSR F A Cander Yu O Pobyedonoscev U 1937 roci francuzkij konstruktor Rene Ledyuk otrimav zamovlennya vid uryadu Franciyi na rozrobku eksperimentalnogo litaka z PPRD Cya robota bula perervana vijnoyu ta vidnovilasya pislya yiyi zakinchennya 19 listopada 1946 roku vidbuvsya pershij v istoriyi polit aparatu z marshevim PPRD fr Dali uprodovzh 10 rokiv bulo vigotovleno ta viprobuvano she kilka eksperimentalnih aparativ ciyeyi seriyi nasampered pilotovani Leduc 021 i Leduc 022 a u 1957 roci uryad Franciyi vidmovivsya vid prodovzhennya cih robit napryamok TRD sho burhlivo rozvinuvsya u toj chas uyavlyavsya perspektivnishim Mayuchi ryad nedolikiv dlya vikoristannya na pilotovanih litakah nulova tyaga na misci nizka efektivnist na malih shvidkostyah polotu PPRD ye bazhanim tipom PRD dlya bezpilotnih odnorazovih snaryadiv ta krilatih raket zavdyaki svoyij prostoti ta vidpovidno deshevizni ta nadijnosti Pochinayuchi z 50 h rokiv XX stolittya u SShA bulo stvoreno ryad eksperimentalnih litakiv ta serijnih krilatih raket riznogo priznachennya z cim tipom dviguna U SRSR z 1954 do 1960 rokiv u OKB 301 pid kerivnictvom S A Lavochkina rozroblyalasya krilata raketa yaka priznachalasya dlya dostavki yadernih zaryadiv na mizhkontinentalni vidstani ta vikoristovuvalasya yak marshevij dvigun PPRD rozroblenij grupoyu ta mav unikalni dlya svogo chasu harakteristiki efektivna robota na shvidkosti vishe 3M ta na visoti 17 km 1957 roku proyekt vstupiv u stadiyu lotnih viprobuvan pid chas yakih viyavivsya ryad problem zokrema z tochnistyu navedennya yaki neobhidno bulo rozv yazati ta na ce potribnij buv chas yakij vazhko bulo viznachiti Mizh tim v tomu zh samomu roci na ozbroyennya vzhe postupila MBR R 7 yaka mala tezh same priznachennya rozroblena pid kerivnictvom S P Korolova Ce stavilo pid sumniv docilnist podalshoyi rozrobki Buri Smert generalnogo konstruktora S O Lavochkina u 1960 roci ostatochno pohovala proyekt Z chisla suchasnishih rozrobok SRSR i Rosiyi mozhna zgadati protikorabelni krilati raketi z marshevimi PPRD P 800 Oniks P 270 Moskit Princip diyiRobochij proces PPRD korotko mozhna opisati takim chinom povitrya yake postupaye zi shvidkistyu polotu u vhidnij pristrij dviguna galmuyetsya na praktici do shvidkostej 30 60 m sek sho vidpovidaye chislu Maha 0 1 0 2 jogo kinetichna energiya peretvoryuyetsya na vnutrishnyu energiyu jogo temperatura ta tisk pidvishuyutsya Yaksho pripustiti sho povitrya idealnij gaz ta proces stisnennya ye izoentropijnim stupin pidvishennya tisku vidnoshennya statichnogo tisku u zagalmovanomu potoci do atmosfernogo virazhayetsya rivnyannyam p p o 1 k 1 2 M n 2 k k 1 displaystyle frac p p o bigg 1 frac k 1 2 cdot M n 2 bigg frac k k 1 5 de p displaystyle p tisk u povnistyu zagalmovanomu potoci p o displaystyle p o atmosfernij tisk M n displaystyle M n polotne chislo Maha vidnoshennya shvidkosti polotu do shvidkosti zvuku v navkolishnomu seredovishi k displaystyle k pokaznik adiabati dlya povitrya rivnij 1 4 Na vihodi z vhidnogo pristroyu pri vhodi u kameru zgoryannya roboche tilo maye maksimalne na vsomu protyazi protochnoyi chastini dviguna tisk Stisnute povitrya u kameri zgoryannya nagrivayetsya za rahunok okislennya dodanogo do neyi paliva vnutrishnya energiya robochogo tila pri comu zbilshuyetsya Potim spochatku zvuzhuyuchis u sopli dosyagaye zvukovoyi shvidkosti a potim rozshiryuyuchis nadzvukovoyi roboche tilo priskoryuyetsya ta vitikaye zi shvidkistyu bilshoyu nizh shvidkist zustrichnogo potoku sho j stvoryuye reaktivnu tyagu Shema pristroyu PPRD na ridkomu palivi 1 Zustrichnij potik povitrya 2 Centralne tilo 3 Vhodnij pristrij 4 Palivna forsunka 5 Kamera zgoryannya 6 Soplo 7 Reaktivnij strumin Shema pristroyu tverdopalivnogo PPRD Zalezhnist PPRD vid shvidkosti polotu viznachayetsya kilkoma faktorami Chim visha shvidkist polotu tim bilsha vitrata povitrya cherez trakt dviguna sho viznachaye j kilkist kisnyu yakij postupaye u kameru sho dozvolyaye zbilshivshi vitratu palnogo pidvishiti teplovu a razom z neyu j mehanichnu potuzhnist dviguna Chim bilshe vitrata povitrya cherez trakt dviguna tim vishe utvoryuvana nim tyaga zgidno z formuloyu 1 Odnak vitrata povitrya cherez trakt dviguna ne mozhe zbilshuvatis neobmezheno Ploshina kozhnogo peretinu dviguna povinna buti dostatnoyu dlya zabezpechennya neobhidnoyi vitrati povitrya Iz zbilshennyam shvidkosti polotu zgidno z formuloyu 6 zbilshuyetsya stupin pidvishennya tisku u kameri zgoryannya sho tyagne za soboyu zbilshennya termichnogo koeficiyentu korisnoyi diyi dviguna yakij dlya idealnogo PPRD virazhayetsya formuloyu h t k 1 2 M n 2 1 k 1 2 M n 2 displaystyle eta t frac frac k 1 2 cdot M n 2 1 frac k 1 2 cdot M n 2 3 Preparovanij PPRD Tor raketi en Dobre vidno vhidnij pristrij ta vhid u kameru zgoryannya Zgidno z formuloyu 1 chim mensha riznicya mizh shvidkistyu polotu ta shvidkistyu vitoku reaktivnogo strumenyu tim mensha tyaga dviguna za inshih rivnih umov Vzagali zalezhnist tyagi PPRD vid shvidkosti polotu mozhe buti pokazana takim chinom poki shvidkist polotu znachno nizhcha nizh shvidkist vitoku reaktivnogo strumenyu tyaga zrostaye zi zrostannyam shvidkosti polotu vnaslidok pidvishennya vitrati povitrya tisku u kameri zgoryannya ta termichnogo KKD dviguna ta z priblizhennyam shvidkosti polotu do shvidkosti vitoku reaktivnogo strumenyu tyaga PPRD padaye minayuchi deyakij maksimum yakij vidpovidaye optimalnij shvidkosti polotu Tyaga PPRDSila tyagi PPRD viznachayetsya virazom P d m a d t v e v d m f d t v e displaystyle P frac dm a dt cdot v e v frac dm f dt cdot v e De P displaystyle P sila tyagi v displaystyle v shvidkist polotu v e displaystyle v e shvidkist reaktivnogo strumenya vidnosno dviguna d m f d t displaystyle frac dm f dt sekundna vitrata masi palnogo za umovi povnogo zgoryannya palnogo ta povnogo vikoristannya kisnyu povitrya Sekundna vitrata povitrya d m a d t r d V d t r S d l d t r S v displaystyle frac dm a dt rho cdot frac dV dt rho cdot S cdot frac dl dt rho cdot S cdot v De r displaystyle rho shilnist povitrya zalezhit vid visoti d V d t displaystyle frac dV dt ob yem povitrya yakij postupaye u povitrozabirnik PPRD za odinicyu chasu S displaystyle S ploshina peretinu na vhodi povitrozabirnika v displaystyle v shvidkist polotu Mozhemo viznachiti sekundnu vitratu masi robochogo tila d m d t d m a d t d m f d t d m a d t 1 L d m a d t d m a d t 1 1 L 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 De d m a d t displaystyle frac dm a dt sekundna vitrata masi povitrya d m f d t displaystyle frac dm f dt sekundna vitrata masi palnogo za umovi povnogo zgoryannya palnogo ta povnogo vikoristannya kisnyu povitrya L displaystyle L stehiometrichnij koeficiyent sumishi palnogo ta povitrya KonstrukciyaKonstruktivno PPRD maye duzhe prostu budovu Dvigun skladayetsya z kameri zgoryannya u yaku z difuzoru postupaye povitrya a z palivnih forsunok palne Zakinchuyetsya kamera zgoryannya vhodom u soplo yak pravilo yake zvuzhuyetsya rozshiryuyetsya Z rozvitkom tehnologiyi sumishevogo tverdogo paliva vono stalo zastosovuvatsya u PPRD Palivna shashka z pozdovzhnim centralnim kanalom rozmishuyetsya u kameri zgoryannya Roboche tilo prohodyachi po kanalu postupovo okislyuye palivo z jogo poverhni ta nagrivayetsya Vikoristannya tverdogo paliva she bilsh sproshuye konstrukciyu PPRD nepotribnoyu staye palivna sistema Sklad sumishevogo paliva dlya PPRD vidriznyayetsya vid togo sho vikoristovuyetsya u RDTT Yaksho dlya raketnogo dviguna bilshu chastinu paliva skladaye okislyuvach to dlya PPRD vin dodayetsya lishe u nevelikij kilkosti dlya aktivizaciyi procesu gorinnya Osnovnu chastinu napovnyuvacha sumishevogo paliva PPRD skladaye dribnodispersnij poroshok alyuminiyu magniyu abo beriliyu teplota okislennya yakih znachno perevishuye teplotu zgoryannya palnogo Prikladom tverdopalivnogo PPRD mozhe sluguvati marshevij dvigun protikorabelnoyi krilatoyi raketi P 270 Moskit V zalezhnosti vid shvidkosti polotu PPRD podilyayutsya na dozvukovi nadzvukovi ta giperzvukovi Ce rozdilennya zumovleno konstruktivnimi osoblivostyami kozhnoyi z cih grup Dozvukovi PPRDDozvukovi PPRD priznacheni dlya polotiv na shvidkostyah z chislom Maha vid 0 5 do 1 Galmuvannya ta stisnennya povitrya v cih dvigunah vidbuvayetsya u kanali vhidnogo pristroyu sho rozshiryuyetsya difuzori Ci dviguni harakterizuyutsya vkraj nizkoyu efektivnistyu Pid chas polotu na shvidkosti M 0 5 stupin pidvishennya tisku v nih yak vihodit z formuli 2 rivna 1 186 vnaslidok chogo yihnij idealnij termichnij KKD zgidno z formuloyu 3 skladaye usogo 4 76 a z vrahuvannyam vtrat u realnomu dviguni cya velichina staye majzhe rivnoyu 0 Ce oznachaye sho na shvidkostyah polotu bilya M lt 0 5 PPRD nepracezdatnij Ale j na granichnij dlya dozvukovogo diapazonu shvidkosti pri M 1 stupin pidvishennya tisku stanovit 1 89 a idealnij termichnij KKD 16 7 sho u 1 5 razi menshe nizh u realnih porshnevih DVS ta vdvoye menshe nizh u gazoturbinnih dviguniv Do togo zh j porshnevi j gazoturbinni dviguni efektivni pri roboti na misci Za cimi prichinami dozvukovi pryamotochni dviguni viyavilisya nekonkurentozdatnimi u porivnyanni z aviadvigunami inshih tipiv ta u teperishnij chas serijno ne vipuskayutsya Nadzvukovi PPRDNadzvukovi PPRD NPPRD priznacheni dlya polotiv u diapazoni 1 lt M lt 5 Galmuvannya nadzvukovogo gazovogo potoku vidbuvayetsya zavzhdi rozrivno stribkopodibno z utvorennyam udarnoyi hvili yaka nazivayetsya takozh stribkom ushilnennya Proces stisnennya gazu na fronti udarnoyi hvili ne ye izoentropijnim vnaslidok chogo u nomu mayut misce nezvorotni vtrati mehanichnoyi energiyi ta stupin pidvishennya tisku v nomu mensha nizh u idealnomu izoentropijnomu procesi Chim intensivnishij stribok ushilnennya tobto chim bilsha zmina shvidkosti potoku na jogo fronti tim bilshi vtrati tisku yaki mozhut perevishuvati 50 Proces galmuvannya nadzvukovogo potoku u vhidnomu pristroyi konichnoyi techiyi zovnishnogo stisnennya z troma stribkami ushilnennya M grafik zmini chisla Maha u potoci p grafik zmini statichnogo tisku Nepilotovanij rozvidnik B SShA PPRD z visesimetrichnim vhidnim pristroyem z centralnim tilom Plaski vhidni pristroyi vnutrishnogo stisnennya PPRD krilatoyi raketi povitrya zemlya en Franciya Yahont eksportnij variant raketi Oniks na aviasaloni MAKS Vtrati tisku vdayetsya minimizuvati za rahunok organizaciyi stisnennya ne v odnomu a v dekilkoh zazvichaj ne bilsh 4 h poslidovnih stribkah ushilnennya menshoyi intensivnosti pislya kozhnogo z yakih okrim ostannogo shvidkist potoku znizhuyetsya zalishayuchis nadzvukovoyu Ce mozhlivo yaksho vsi stribki okrim ostannogo ye kosimi front yakih nahilenij do vektora shvidkosti potoku Kosij stribok ushilnennya utvoryuyetsya koli nadzvukovij potik zustrichayetsya z pereshkodoyu poverhnya yakogo nahilena do vektora shvidkosti povitryanogo potoku U promizhkah mizh stribkami parametri potoku zalishayutsya nezminnimi U ostannomu stribku zavzhdi pryamomu normalnomu do vektora shvidkosti povitryanogo potoku shvidkist staye dozvukovoyu ta podalshe galmuvannya ta stiskuvannya povitrya vidbuvayetsya bezperervno u kanali difuzora sho rozshiryuyetsya U vipadku yaksho vhidnij pristrij dviguna znahoditsya u zoni nezburenogo potoku napriklad u nosovomu zakinchenni litalnogo aparatu abo na konsoli na dostatnomu viddalenni vid fyuzelyazhu vin robitsya visesimetrichnim i dodayetsya centralne tilo dovgij gostrij konus sho vistupaye z obolonki priznachennyam yakogo ye u stvorennya na zustrichnomu potoci sistemi kosih stribkiv ushilnennya sho zabezpechuyut galmuvannya ta stiskuvannya povitrya she do poyavi jogo u kanali vhidnogo pristroyu t z zovnishnye stiskuvannya Taki vhidni pristroyi zvutsya takozh pristroyami konichnoyi techiyi tomu sho potik povitrya v nih maye konichnu formu Konichne centralne tilo mozhe buti dopovnene mehanichnim privodom yakij dozvolyaye peremishuvatisya jomu uzdovzh osi dviguna optimizuyuchi tim samim galmuvannya povitryanogo potoku na riznih shvidkostyah polotu Taki vhidni pristroyi nazivayutsya regulovanimi Pid chas vstanovlennya dviguna na nizhnij bokovij stinci fyuzelyazhu abo pid krilom litalnogo aparatu tobto u zoni aerodinamichnogo vplivu jogo elementiv zazvichaj zastosovuyutsya plaski vhidni pristroyi dvovimirnoyi techiyi yaki mayut pryamokutnij poperechnij peretin bez centralnogo tila Sistema stribkiv ushilnennya v nih zabezpechuyetsya zavdyaki vnutrishnij formi kanalu Voni nazivayutsya takozh pristroyami vnutrishnogo abo zmishanogo stisnennya tomu sho zovnishnye stisnennya chastkovo vidbuvayetsya i v comu vipadku u stribkah ushilnennya utvorenih u nosovogo zakinchennya ta abo u perednoyi kromki krila litalnogo aparatu Regulovani vhidni pristroyi pryamokutnogo peretinu mayut zminyuyuchi svoye polozhennya klini vseredini kanalu U nadzvukovomu diapazoni shvidkostej PPRD znachno efektivnishij nizh u dozvukovomu Napriklad na shvidkosti M 3 dlya idealnogo PPRD stupin pidvishennya tisku za formuloyu 2 stanovit 36 7 sho u porivnyanni z pokaznikami najbilsh visokonapornih kompresoriv turboreaktivnih dviguniv a termichnij KKD teoretichno za formuloyu 3 dostyagaye 64 3 U realnih PPRD ci pokazniki nizhchi ale navit z vrahuvannyam vtrat u diapazoni polotnogo chisla Maha vid 3 do 5 NPPRD perevishuyut za efektivnistyu PRD usih inshih tipiv Pid chas galmuvannya zustrichnogo potoku povitrya vin ne tilki stiskuyetsya ale i nagrivayetsya ta jogo absolyutna temperatura pid chas povnogo galmuvannya v izoentropijnomu procesi virazhayetsya formuloyu T T o 1 k 1 2 M n 2 displaystyle T T o cdot 1 frac k 1 2 cdot M n 2 gde T o displaystyle T o temperatura nezburenogo potoku Pri M 5 i To 273 K sho vidpovidaye 0 C temperatura zagalmovanogo robochogo tila dosyagaye 1638 K pri M 6 2238 K a z vrahuvannyam tertya ta stribkiv ushilnennya v realnomu procesi she vishe Pri comu podalshe nagrivannya robochogo tila za rahunok zgorannya paliva staye problematichnim cherez obmezhennya yaki nakladayutsya termichnoyu stijkistyu konstrukcijnih materialiv z yakih vigotovlenij dvigun Tomu shvidkist yaka vidpovidaye M 5 vvazhayetsya granichnoyu dlya NPPRD Giperzvukovij PPRDDokladnishe Giperzvukovij pryamotochnij povitryano reaktivnij dvigun Eksperimentalnij giperzvukovij litalnij aparat X 43 Malyunok hudozhnika Ilyustraciya gazodinamichnih procesiv u plaskomu GPPRD z soplom en Stiskuvannya povitrya vidbuvayetsya dvoma stribkami ushilnennya zovnishnim utvorenim bilya nosovogo kincya aparatu ta vnutrishnim u perednoyi kromki nizhnoyi stinki dviguna Obidva stribki kosi ta shvidkist potoku zalishayetsya nadzvukovoyu Giperzvukovim PPRD GPPRD anglomovnij termin Scramjet zvetsya PPRD sho pracyuye na shvidkostyah polotu vishe 5M verhnya mezha tochno ne vstanovlyuyetsya Na pochatok XXI st cej tip dviguna ye gipotetichnim ne isnuye zhodnogo zrazku yakij projshov lotni viprobuvannya yaki pidtverdili praktichnu docilnist jogo serijnogo virobnictva Galmuvannya potoku povitrya u vhidnomu pristroyi GPPRD vidbuvayetsya lishe chastkovo tak sho protyagom usogo ostannogo traktu ruh robochogo tila zalishayetsya nadzvukovim Pri comu bilsha chastina vihidnoyi kinetichnoyi energiyi potoku zberigayetsya a temperatura pislya stisnennya vidnosno nizka sho dozvolyaye nadati robochomu tilu znachnu kilkist tepla Protochna chastina GPPRD rozshiryuyetsya na vsij dovzhini pislya vhidnogo pristroyu Palne vvoditsya u nadzvukovij potik zi stinok protochnoyi chastini dviguna Za rahunok zgoryannya palnogo u nadzvukovomu potoci roboche tilo nagrivayetsya rozshiryuyetsya ta priskoryuyetsya tak sho shvidkist jogo vitoku perevishuye shvidkist polotu Dvigun priznachenij dlya polotiv u stratosferi Mozhlive priznachennya litalnogo aparatu z GPPRD najnizhchij stupin bagatorazovogo nosiya kosmichnih aparativ Organizaciya gorinnya paliva u nadzvukovomu potoci skladaye odnu z golovnih problem stvorennya GPPRD Isnuye kilka program rozrobok GPPRD u riznih krayinah usi u stadiyi teoretichnih poshukiv abo peredproyektnih eksperimentiv Yadernij PPRD Yadernij PPRD SShA U drugij polovini 50 h rokiv HH st u epohu holodnoyi vijni u SShA ta SRSR rozroblyalisya proyekti PPRD z yadernim reaktorom Dzherelom energiyi cih dviguniv na vidminu vid inshih PRD ye ne himichna reakciya gorinnya paliva a teplo yake viroblyayetsya yadernim reaktorom rozmishenim na misci kameri zgoryannya Povitrya z vhidnogo pristroyu u takomu PPRD prohodit cherez aktivnu zonu reaktora oholodzhuye jogo ta nagrivayetsya do temperaturi blizko 3000 K a potim vitikaye z sopla zi shvidkistyu blizkoyu do shvidkostej vitoku dlya najbilsh dovershenih ridinnih raketnih dvigunah Priznachennya litalnogo aparatu z takim dvigunom mizhkontinentalna krilata raketa nosij yadernogo zaryadu V oboh krayinah buli stvoreni kompaktni maloresursni yaderni reaktori yaki vpisuvalisya u gabariti velikoyi raketi U SShA za programami doslidzhennya yadernogo ta Tory u 1964 buli provedeni stendovi vognevi viprobuvannya yadernogo pryamotochnogo dviguna Tory IIC rezhim povnoyi potuzhnosti 513 megavat uprodovzh p yati hvilin z tyagoyu 156 kN lotni viprobuvannya ne provodilis programa bula zakrita u lipni 1964 Odniyeyu z prichin mozhna nazvati vdoskonalennya konstrukciyi balistichnih raket z tradicijnimi himichnimi raketnimi dvigunami yaki dostatno zabezpechili rozv yazanya bojovih zadach bez zastosuvannya shem z yadernimi PPRD Galuz zastosuvannyaPPRD ye nepracezdatnij za nizkih shvidkostej polotu tim bilshe za nulovoyi shvidkosti Dlya dosyagnennya pochatkovoyi shvidkosti za yakoyi vin staye efektivnim aparat z cim dvigunom potrebuye dodatkovogo pristroyu yakij mozhe buti zabezpechenij napriklad tverdopalivnim raketnim priskoryuvachem abo litakom nosiyem z yakogo zapuskayetsya aparat z PPRD Neefektivnist PPRD na malih shvidkostyah polotu robit jogo praktichno neprijnyatnim dlya vikoristannya na pilotovanih litakah ale dlya nepilotovanih bojovih krilatih raket odnorazovogo zastosuvannya sho litayut u diapazoni shvidkostej 2 lt M lt 5 zavdyaki svoyij prostoti deshevizni ta nadijnosti vin najbilsh vartij uvagi Takozh PPRD vikoristovuyutsya u litayuchih mishenyah Osnovnim konkurentom PPRD v cij carini ye raketnij dvigun Zrazki krilatih raket z marshevimi PPRD ZKR en Velika Britaniya ZKR en SShA Korabelna ZKR RIM 8 Talos SShA Raketa povitrya povitrya Meteor Yevrosoyuz Protikorabelna krilata raketa BraMos IndIya Rosiya Protikorabelna krilata raketa Moskit Rosiya Protikorabelna krilata raketa Yahont Rosiya Puskova ustanovka 2P24 ZRK Krug zporyadzhena 2 ZKR 3M8 Rossiya Div takozhRaketnij dvigun Povitryano reaktivnij dvigun priskoryuvach raketobuduvannya LiteraturaRaboty po PPRD i krylatym raketam dalnego dejstviya s PVRD v SSSR 1947 1960 Teoriya i raschyot vozdushno reaktivnyh dvigatelej Uchebnik dlya vuzov Avtory V M Akimov V I Bakulev R I Kurziner V V Polyakov V A Sosunov S M Shlyahtenko Pod redakciej S M Shlyahtenko 2 e izdanie pererabotannoe i dopolnennoe M Mashinostroenie 1987 G N Abramovich Prikladnaya gazovaya dinamika Izdanie 4 e Izdatelstvo NAUKA Glavnaya redakciya fiziko matematicheskoj literatury Moskva 1976PosilannyaPrimitkiPochinayuchi z en Franciya 1950 r doteper bulo stvoreno bilya desyatka eksperimentalnih litakiv z PPRD golovnim chinom u SShA sho u serijne virobnictvo tak i ne potrapili za vinyatkom SR 71 Blackbird z gibridnim TRD PPRD en yakij vipusheno u kilkosti 32 virobiv