Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

(ПВРД) — бескомпрессорный воздушно-реактивный двигатель, в котором сжатие воздуха производится в воздухозаборнике за счёт кинетической энергии набегающего потока атмосферного воздуха (схему ПВРД см. в статье Воздушно-реактивный двигатель). ПВРД нашли применение в основном на беспилотных летательных аппаратах, используемых при больших сверхзвуковых скоростях полёта (разведчики, ракеты класса «воздух — земля», зенитные управляемые ракеты и другие). Летательный аппарат с ПВРД нуждается в стартовом двигателе-ускорителе, разгоняющем летательный аппарат до скорости включения ПВРД, соответствующей Маха числу полёта Мнач = 1,5—2. В качестве стартовых используются ракетные двигатели (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели). ПВРД входит в конструкцию большинства комбинированных двигателей. Максимальная скорость при использовании ПВРД на керосине соответствует М(∞ ≈) 5—6. Вследствие ограничений по работоспособности и низкой эффективности всех типов газотурбинных двигателей при М(∞)( > )3,5 ПВРД и гиперзвуковой ПВРД оказываются единственными типами воздушно-реактивных двигателей для получения высоких сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростей полёта.
Первоначально (50-е гг.) ПВРД устанавливались вне фюзеляжа летательного аппарата на пилонах или применялась компоновка двигатель — фюзеляж с лобовым, а позже кольцевым воздухозаборниками. Первая ступень этих летательных аппаратов имела ракетные ускорители (ракетные двигатели твёрдого топлива или жидкостные ракетные двигатели) и отбрасывалась при достижении Мнач. С середины 60-х гг. начали разрабатываться интегральные (малообъёмные) компоновки, объединяющие в корпусе ракеты ПВРД и стартовый ракетный двигатель твёрдого топлива.
Уменьшение объёма ракеты достигается также использованием в ПВРД тяжёлых топлив с высокой объёмной теплотой сгорания (40—50 МДж/м3), например, тяжёлых углеводородов или борсодержащих топлив (жидких, суспензий и твёрдых). Применяются также твёрдые топлива с металлами (магний, алюминий).
Тяговые характеристики ПВРД выражаются безразмерным коэффициентом тяги
Cp = P/(qF),
где Р — тяга; q = QнV2(∞)/2 — скоростной напор; Qн — плотность атмосферного воздуха; V(∞) — скорость полёта; F — площадь миделя (при М(∞) = 2—5 Cp max(≈)2,5-1).
Экономичность ПВРД характеризуется удельным импульсом
Iуд = P/Gт,
где Gт — секундный расход топлива (при М(∞) = 2—5 Iуд = 20—19 кН*с/кг, топливо — керосин). Эти значения в несколько раз превышают значения Iуд жидкостного ракетного двигателя и ракетного двигателя твёрдого топлива.
Высокая экономичность, возможность регулирования расхода топлива (тяги), проходных сечений реактивного сопла и воздухозаборника, свойство авторегулируемости тяги при изменении давления атмосферного воздуха по высоте полёта позволяют получить гибкие характеристики ПВРД, хорошо приспособляемые к потребностям летательных аппаратов различного назначения.
Историческая справка. Идея ПВРД предложена Р. Лореном (Франция, 1913). Теория ПВРД разработана Б. С. Стечкиным (1929). Первые разработки ПВРД выполнены во Франции (Р. Ледюк, 1933—1938) и СССР (И. А. Меркулов, 1939). Широкие разработки ПВРД начались в послевоенное время в СССР (М. М. Бондарюк и другие), США (Р. Марквардт), Великобритании и других странах. 70—80-е гг. характеризуются главным образом разработками малообъёмных ракет с ПВРД. Первая в мире малообъёмная ракета с ПВРД твёрдого топлива создана в СССР (1965). См. также Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.