Прямоточный воздушно -реактивный двигатель — это разновидность воздушно-реактивного двигателя , которому для подачи воздуха для сгорания требуется поступательное движение двигателя. Прямоточные воздушно-реактивные двигатели работают наиболее эффективно на сверхзвуковых скоростях около 3 Маха (2300 миль/ч; 3700 км/ч) и могут работать до 6 Маха (4600 миль/ч; 7400 км/ч).
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели могут быть особенно подходящими для применений, требующих небольшого, простого механизма для высокой скорости, например, ракет . США, Канада и Великобритания приняли на вооружение противоракетную оборону с прямоточным воздушно-реактивным двигателем в 1960-х годах, например, CIM-10 Bomarc и Bloodhound . Конструкторы оружия изучают технологию прямоточных воздушно-реактивных двигателей для использования в артиллерийских снарядах с целью увеличения дальности; считается, что 120-мм минометный снаряд с прямоточным воздушно-реактивным двигателем может пролететь 35 км (22 мили). [1] Они использовались, хотя и неэффективно, в качестве концевых сопел на концах винтов вертолетов . [2]
L'Autre Monde: ou les États et Empires de la Lune ( Комическая история государств и империй Луны ) (1657) был первым из трех сатирических романов, написанных Сирано де Бержераком , которые считаются одними из первых научно-фантастических рассказов. Артур Кларк приписывал этой книге идею прямоточного воздушно-реактивного двигателя [3] и первый вымышленный пример космического полета с ракетным двигателем.
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель был разработан в 1913 году французским изобретателем Рене Лореном , который получил патент (FR290356) на свое устройство. Попытки построить прототип не увенчались успехом из-за неподходящих материалов. [4] В его патенте был показан поршневой двигатель внутреннего сгорания с добавленными «трубами» в качестве выхлопных сопел. [5]
В 1915 году венгерский изобретатель Альберт Фоно разработал решение для увеличения дальности артиллерии , включающее в себя запускаемый из пушки снаряд, объединенный с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, что давало большую дальность при относительно низких начальных скоростях, позволяя стрелять тяжелыми снарядами из относительно легких орудий. Фоно представил свое изобретение австро -венгерской армии , но предложение было отклонено. [6] После Первой мировой войны Фоно вернулся к этой теме. В мае 1928 года он описал «воздушно-реактивный двигатель», который он описал как подходящий для высотных сверхзвуковых самолетов, в немецкой патентной заявке. В дополнительной патентной заявке он адаптировал двигатель для дозвуковой скорости. Патент был выдан в 1932 году (немецкий патент № 554,906, 1932-11-02). [7]
В Советском Союзе теория сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей была представлена в 1928 году Борисом Стечкиным . Юрий Победоносцев, начальник 3-й бригады ГИРД , проводил исследования. Первый двигатель, ГИРД-04, был разработан И.А. Меркуловым и испытан в апреле 1933 года. Для имитации сверхзвукового полета он питался воздухом, сжатым до 200 бар , и работал на водороде. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель ГИРД-08 на фосфорном топливе был испытан путем стрельбы из артиллерийской пушки. Эти снаряды, возможно, были первыми реактивными снарядами, преодолевшими скорость звука .
В 1939 году Меркулов провел дальнейшие испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с использованием двухступенчатой ракеты Р-3. Он разработал первый прямоточный воздушно-реактивный двигатель для использования в качестве вспомогательного двигателя самолета, ДМ-1. Первый в мире полет самолета с прямоточным воздушно-реактивным двигателем состоялся в декабре 1940 года с использованием двух двигателей ДМ-2 на модифицированном Поликарповском И-15 . Меркулов спроектировал прямоточный воздушно-реактивный истребитель «Самолет Д» в 1941 году, который так и не был завершен. Два его двигателя ДМ-4 были установлены на истребителе Як-7 ПВРД во время Второй мировой войны. В 1940 году был спроектирован экспериментальный самолет Костикова-302, оснащенный жидкостной ракетой для взлета и прямоточными воздушно-реактивными двигателями для полета. Этот проект был отменен в 1944 году.
В 1947 году Мстислав Келдыш предложил дальний антиподный бомбардировщик , похожий на бомбардировщик Зенгера-Бредта , но с прямоточным воздушно-реактивным двигателем вместо ракеты. В 1954 году НПО Лавочкина и Институт Келдыша начали разработку крылатой ракеты « Буря» с прямоточным воздушно-реактивным двигателем со скоростью 3 Маха . Этот проект конкурировал с МБР Р-7, разработанной Сергеем Королевым , но был отменен в 1957 году.
Несколько прямоточных воздушно-реактивных двигателей были спроектированы, построены и испытаны на земле на заводе Kawasaki Aircraft Company в Гифу во время Второй мировой войны. В декабре 1945 года должностные лица компании заявили, что эти внутренние инициативы не были подвержены влиянию параллельных немецких разработок. В одной из послевоенных оценок разведки США центробежный топливный распылитель прямоточного воздушно-реактивного двигателя Kawasaki был описан как «самое выдающееся достижение компании... устранившее большую часть обычно используемой системы впрыска топлива». [8] Из-за чрезмерной вибрации двигатель был предназначен только для использования в ракетах или беспилотных самолетах, запускаемых с помощью катапульты. Подготовка к летным испытаниям завершилась с капитуляцией Японии в августе 1945 года.
В 1936 году Хельмут Вальтер построил испытательный двигатель, работающий на природном газе . Теоретическая работа проводилась в BMW , Junkers и DFL . В 1941 году Ойген Зенгер из DFL предложил прямоточный воздушно-реактивный двигатель с высокой температурой камеры сгорания. Он построил большие трубы прямоточного воздушно-реактивного двигателя диаметром 500 миллиметров (20 дюймов) и 1000 миллиметров (39 дюймов) и провел испытания сгорания на грузовиках и на специальном испытательном стенде на Dornier Do 17 Z со скоростью полета до 200 метров в секунду (720 км/ч). Позже, когда бензин стал дефицитным в Германии, были проведены испытания с использованием блоков прессованной угольной пыли в качестве топлива (см., например, Lippisch P.13a ), которые не увенчались успехом из-за медленного сгорания. [9]
Stovepipe (летающий/пламенный/сверхзвуковой) было популярным названием для прямоточного воздушно-реактивного двигателя в 1950-х годах в таких отраслевых журналах , как Aviation Week & Space Technology [10] и других изданиях, таких как The Cornell Engineer. [11] Простота, подразумеваемая в названии, возникла из сравнения с турбореактивным двигателем, который использует относительно сложную и дорогую вращающуюся турбомашину.
ВМС США разработали серию ракет класса «воздух-воздух» под названием « Gorgon », использующих различные двигательные механизмы, включая прямоточный воздушно-реактивный двигатель на Gorgon IV. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель Gorgon IV, созданный Гленном Мартином , был испытан в 1948 и 1949 годах на военно-морской авиабазе Пойнт-Мугу . Прямоточный воздушно-реактивный двигатель был разработан в Университете Южной Калифорнии и произведен компанией Marquardt Aircraft Company . Двигатель имел длину 2,1 метра (7 футов) и диаметр 510 миллиметров (20 дюймов) и был расположен под ракетой.
В начале 1950-х годов в США в рамках программы Lockheed X-7 был разработан прямоточный воздушно-реактивный двигатель со скоростью 4 Маха и выше . Он был преобразован в Lockheed AQM-60 Kingfisher . Дальнейшее развитие привело к созданию шпионского беспилотника Lockheed D-21 .
В конце 1950-х годов ВМС США представили систему под названием RIM-8 Talos , которая представляла собой ракету класса «земля-воздух» большой дальности, запускаемую с кораблей. Она успешно сбивала вражеские истребители во время войны во Вьетнаме и была первой ракетой, запускаемой с корабля, которая уничтожила вражеский самолет в бою. 23 мая 1968 года Talos, запущенная с USS Long Beach, сбила вьетнамский МиГ на расстоянии около 105 километров (65 миль). Она также использовалась как оружие класса «земля-земля» и была модифицирована для уничтожения наземных радаров. [12]
Используя технологию, проверенную AQM-60, в конце 1950-х и начале 1960-х годов США создали широко распространенную систему обороны под названием CIM-10 Bomarc , которая была оснащена сотнями ядерных ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями с дальностью полета в несколько сотен миль. Она была оснащена теми же двигателями, что и AQM-60, но с улучшенными материалами, чтобы выдерживать более длительное время полета. Система была снята с вооружения в 1970-х годах, когда угроза со стороны бомбардировщиков ослабла.
В апреле 2020 года Министерство обороны США и Министерство обороны Норвегии совместно объявили о своем партнерстве по разработке передовых технологий, применимых к высокоскоростному и гиперзвуковому оружию большой дальности. Программа Tactical High-speed Offensive Ramjet for Extended Range (THOR-ER) завершила испытание транспортного средства с твердотопливным ПВРД (SFRJ) в августе 2022 года. [13]
В 2023 году компания General Electric продемонстрировала прямоточный воздушно-реактивный двигатель с вращающимся детонационным сгоранием. Это турбинный двигатель комбинированного цикла, который включает в себя [14]
В конце 1950-х, 1960-х и начале 1970-х годов в Великобритании было разработано несколько ракет с прямоточными воздушно-реактивными двигателями.
Проект Blue Envoy должен был оснастить страну дальнобойной системой ПВО с прямоточными воздушно-реактивными двигателями против бомбардировщиков, но система была отменена. Ее заменила система с прямоточными воздушно-реактивными ракетами меньшей дальности под названием Bloodhound . Система была разработана как вторая линия обороны на случай, если атакующие смогут обойти флот обороняющихся истребителей English Electric Lightning .
В 1960-х годах Королевский флот разработал и развернул ракету класса «земля-воздух» с прямоточным воздушно-реактивным двигателем для кораблей под названием Sea Dart . Она имела дальность полета 65–130 километров (40–80 миль) и скорость 3 Маха. Она успешно применялась в боях против нескольких типов самолетов во время Фолклендской войны .
Выдающийся швейцарский астрофизик Фриц Цвикки был директором по исследованиям в Aerojet и имеет много патентов в области реактивного движения. Патенты US 5121670 и US 4722261 относятся к прямоточным ускорителям . ВМС США не позволили Цвикки публично обсуждать свое изобретение, US 2461797 относится к Underwater Jet, прямоточному реактивному двигателю, который работает в жидкой среде. Журнал Time сообщил о работе Цвикки. [15] [16]
.jpg/1280px-Leduc_010_Ramjet_Prototype_(11729010226).jpg)
Во Франции работы Рене Ледюка были заметны. Модель Ледюка, Leduc 0.10, была одним из первых самолетов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, поднявшимся в воздух в 1949 году.
В 1958 году Nord 1500 Griffon достиг скорости 2,19 Маха (745 м/с; 2680 км/ч).
Первая часть ПВРД — это его диффузор (компрессор), в котором поступательное движение ПВРД используется для повышения давления его рабочего тела (воздуха), необходимого для сгорания. Воздух сжимается, нагревается при сгорании и расширяется в термодинамическом цикле , известном как цикл Брайтона . Затем он проходит через сопло, чтобы разогнаться до сверхзвуковых скоростей. Это ускорение придает ПВРД прямую тягу .
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель гораздо менее сложен, чем турбореактивный или турбовентиляторный , поскольку ему нужны только воздухозаборник, камера сгорания и сопло . [17] В отличие от реактивного двигателя , у него нет движущихся частей, кроме топливного насоса (жидкостного топлива). Прямоточные воздушно-реактивные двигатели на твердом топливе еще проще, так как им не нужна топливная система.
Для сравнения, турбореактивный двигатель использует компрессор, приводимый в действие турбиной . Он создает тягу в неподвижном состоянии, поскольку высокоскоростной воздух, необходимый для производства сжатого воздуха (т. е. набегающий поток воздуха в прямоточном воздушном двигателе), создается вращающимися лопатками ротора в компрессоре.
Диффузор преобразует высокую скорость воздуха, приближающегося к впускному отверстию, в высокое (статическое) давление, необходимое для сгорания. Высокое давление сгорания минимизирует потери тепловой энергии, которая появляется в выхлопных газах [18] (за счет снижения роста энтропии при добавлении тепла). [19]
Дозвуковые и низко-сверхзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели используют отверстие типа Пито для входа. За ним следует расширяющийся внутренний канал (дозвуковой диффузор) для достижения более низкой дозвуковой скорости, которая требуется в камере сгорания. На низких сверхзвуковых скоростях перед входом образуется нормальная (плоская) ударная волна.
Для более высоких сверхзвуковых скоростей потеря давления через ударную волну становится недопустимой, и выступающий шип или конус используется для создания косых ударных волн перед конечным нормальным скачком уплотнения, который возникает на входной кромке входного отверстия. Диффузор в этом случае состоит из двух частей: сверхзвукового диффузора с ударными волнами, внешними по отношению к входному отверстию, за которым следует внутренний дозвуковой диффузор.
На более высоких скоростях часть сверхзвуковой диффузии должна происходить внутри, требуя внешних и внутренних косых ударных волн. Окончательный нормальный удар должен происходить вблизи минимальной области потока, известной как горловина, за которой следует дозвуковой диффузор.
Как и в других реактивных двигателях, камера сгорания повышает температуру воздуха путем сжигания топлива. Это происходит с небольшой потерей давления. Скорость воздуха, поступающего в камеру сгорания, должна быть достаточно низкой, чтобы непрерывное горение могло происходить в защищенных зонах, обеспечиваемых стабилизаторами пламени .
Камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя может безопасно работать при стехиометрических соотношениях топлива и воздуха. Это подразумевает температуру застоя на выходе из камеры сгорания порядка 2400 К (2130 °C; 3860 °F) для керосина . Обычно камера сгорания должна быть способна работать в широком диапазоне настроек дроссельной заслонки, соответствующих скоростям полета и высотам. Обычно защищенная пилотная область позволяет продолжать сгорание, когда впускной коллектор транспортного средства подвергается высокому рысканию/тангажу во время поворотов. Другие методы стабилизации пламени используют держатели пламени, которые различаются по конструкции от банок камеры сгорания до плоских пластин, чтобы укрыть пламя и улучшить смешивание топлива. Избыточная заправка камеры сгорания может привести к тому, что конечный (нормальный) скачок уплотнения в диффузоре будет вытолкнут вперед за пределы впускной кромки, что приведет к существенному падению воздушного потока и тяги.
Сопло реактивного двигателя является важнейшей частью конструкции прямоточного воздушно-реактивного двигателя, поскольку оно ускоряет поток выхлопных газов для создания тяги.
Дозвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели ускоряют поток выхлопных газов с помощью сопла . Для сверхзвукового полета обычно требуется сходящееся-расходящееся сопло .
Хотя прямоточные воздушно-реактивные двигатели развивают скорость до 45 метров в секунду (160 км/ч; 100 миль/ч), [20] при скорости ниже 0,5 Маха (170 м/с; 610 км/ч; 380 миль/ч) они создают небольшую тягу и крайне неэффективны из-за низкой степени повышения давления.
Выше этой скорости, при достаточной начальной скорости полета, прямоточный воздушно-реактивный двигатель является самоподдерживающимся. Если только сопротивление транспортного средства не чрезвычайно велико, комбинация двигателя/планера имеет тенденцию ускоряться до все более высоких скоростей полета, существенно увеличивая температуру воздуха на впуске. Поскольку это может повредить целостность двигателя и/или планера, система управления подачей топлива должна уменьшить расход топлива, чтобы стабилизировать скорость и, таким образом, температуру воздуха на впуске.
Благодаря стехиометрической температуре сгорания эффективность обычно хорошая на высоких скоростях (около 2–3 Маха, 680–1000 м/с, 2500–3700 км/ч, 1500–2300 миль/ч), тогда как на низких скоростях относительно низкое давление означает, что прямоточные воздушно-реактивные двигатели уступают турбореактивным и ракетным двигателям .
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели можно классифицировать по типу топлива (жидкое или твердое) и по ускорителю. [21]
В прямоточном воздушно-реактивном двигателе на жидком топливе (LFRJ) углеводородное топливо (обычно) впрыскивается в камеру сгорания перед стабилизатором пламени. Стабилизатор пламени стабилизирует пламя сжатым воздухом из впускного(ых) отверстия(й). Требуется средство повышения давления и подачи топлива в прямоточный воздушно-реактивный двигатель, что может быть сложным и дорогим. Эта двигательная система была впервые усовершенствована Ивонной Брилл во время ее работы в Marquardt Corporation . [22]
Aérospatiale-Celerg разработала LFRJ, в котором топливо нагнетается в инжекторы с помощью эластомерного баллона, который постепенно надувается по длине топливного бака. Первоначально баллон образует плотно прилегающую оболочку вокруг баллона со сжатым воздухом, из которого он надувается, который устанавливается продольно в баке. [23] Это предлагает более дешевый подход, чем регулируемый LFRJ, требующий насосной системы для подачи топлива. [24]
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель не создает статической тяги и нуждается в ускорителе для достижения достаточно высокой скорости поступательного движения для эффективной работы системы впуска. Первые ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем использовали внешние ускорители, обычно твердотопливные ракеты, либо в тандеме, где ускоритель монтируется непосредственно за ПВРД, например, Sea Dart , либо с обертыванием, когда несколько ускорителей крепятся вокруг внешней стороны ПВРД, например, 2K11 Krug . Выбор расположения ускорителей обычно обусловлен размером стартовой платформы. Тандемный ускоритель увеличивает длину системы, тогда как обертываемые ускорители увеличивают диаметр. Обертываемые ускорители обычно создают большее сопротивление, чем тандемное расположение.
Интегрированные ускорители обеспечивают более эффективный вариант компоновки, поскольку топливо ускорителя отливается внутри в противном случае пустой камеры сгорания. Этот подход использовался в твердотопливных прямоточных воздушно-реактивных двигателях (SFRJ), например, 2K12 Kub , жидкостных, например, ASMP , и ракетных двигателях с канавками, например, Meteor , конструкциях. Интегрированные конструкции усложняются различными требованиями к соплам фаз полета ускорителя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Из-за более высоких уровней тяги ускорителя для оптимальной тяги требуется сопло другой формы по сравнению с тем, которое требуется для маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя с меньшей тягой. Обычно это достигается с помощью отдельного сопла, которое выбрасывается после сгорания ускорителя. Однако такие конструкции, как Meteor, имеют ускорители без сопла. Это дает преимущества устранения опасности запуска самолета из обломков ускорителя, простоты, надежности и снижения массы и стоимости, [25] хотя это должно быть обойдено снижением производительности специального сопла ускорителя.
Небольшая вариация прямоточного воздушно-реактивного двигателя использует сверхзвуковой выхлоп от процесса сгорания ракеты для сжатия и реакции с входящим воздухом в основной камере сгорания. Это имеет преимущество в том, что дает тягу даже при нулевой скорости.
В твердотопливном интегрированном ракетном прямоточном воздушно-реактивном двигателе (SFIRR) твердое топливо выбрасывается вдоль внешней стенки рамкомбистора. В этом случае впрыск топлива осуществляется путем абляции топлива горячим сжатым воздухом из впускного(ых) отверстия(й). Для повышения эффективности сгорания может использоваться кормовой смеситель . SFIRR предпочтительнее LFRJ для некоторых применений из-за простоты подачи топлива, но только когда требования к дросселированию минимальны, т. е. когда изменения высоты или скорости ограничены.
В ракете с дутьем твердотопливный газогенератор производит горячий богатый топливом газ, который сжигается в камере сгорания с помощью сжатого воздуха, подаваемого через впускной(ые) клапан(ы). Поток газа улучшает смешивание топлива и воздуха и увеличивает восстановление общего давления. В ракете с дутьем с дутьем, также известной как ракета с изменяемым расходом с дутьем, клапан позволяет дросселировать выхлоп газогенератора, что позволяет управлять тягой. В отличие от LFRJ, твердотопливные прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут сгореть . Ракета с дутьем находится где-то между простотой SFRJ и неограниченным контролем скорости LFRJ.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно не обеспечивают тягу или обеспечивают ее на скорости ниже половины скорости звука и неэффективны ( удельный импульс менее 600 секунд), пока скорость воздуха не превысит 1000 километров в час (280 м/с; 620 миль в час) из-за низкой степени сжатия.
Даже выше минимальной скорости широкий диапазон полета (диапазон условий полета), такой как низкие и высокие скорости и низкие и большие высоты, может потребовать значительных компромиссов в конструкции, и они, как правило, работают лучше всего оптимизированными для одной расчетной скорости и высоты (точечные конструкции). Тем не менее, прямоточные воздушно-реактивные двигатели, как правило, превосходят конструкции газотурбинных реактивных двигателей и лучше всего работают на сверхзвуковых скоростях (2–4 Маха). [26] Хотя они неэффективны на более низких скоростях, они более экономичны, чем ракеты, во всем своем полезном рабочем диапазоне по крайней мере до 6 Маха (2000 м/с; 7400 км/ч).
Производительность обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей падает выше 6 Маха из-за диссоциации и потери давления, вызванной ударной волной, поскольку входящий воздух замедляется до дозвуковых скоростей для сгорания. Кроме того, температура на входе в камеру сгорания увеличивается до очень высоких значений, приближаясь к пределу диссоциации при некотором предельном числе Маха.
Прямоточные воздушно-реактивные диффузоры замедляют входящий воздух до дозвуковой скорости перед тем, как он попадет в камеру сгорания. ГПВРД похожи на ПВРД, но воздух проходит через камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью. Это увеличивает давление, восстанавливаемое из текущего воздуха, и улучшает чистую тягу. Тепловое запирание выхлопа предотвращается за счет относительно высокой сверхзвуковой скорости воздуха на входе в камеру сгорания. Впрыск топлива часто осуществляется в защищенную область под ступенькой в стенке камеры сгорания. Boeing X-43 был небольшим экспериментальным ПВРД [27] , который достиг скорости 5 Маха (1700 м/с; 6100 км/ч) в течение 200 секунд на X-51A Waverider . [28]
Вариантом ПВРД является двигатель «комбинированного цикла», призванный преодолеть ограничения ПВРД. Одним из примеров этого является двигатель SABRE , который использует предохладитель, за которым находится ПВРД и турбинное оборудование.
Двигатель ATREX, разработанный в Японии, является экспериментальной реализацией этой концепции. Он использует жидкое водородное топливо в одновентиляторной компоновке. Жидкое топливо прокачивается через теплообменник в воздухозаборнике, одновременно нагревая топливо и охлаждая входящий воздух. Это охлаждение имеет решающее значение для эффективной работы. Затем водород проходит через вторую позицию теплообменника после секции сгорания, где горячий выхлоп используется для дальнейшего нагрева водорода, превращая его в газ высокого давления. Затем этот газ проходит через кончики вентилятора, обеспечивая приводную мощность вентилятора на дозвуковых скоростях. После смешивания с воздухом он сжигается в камере сгорания.
Двигатель Reaction Engines Scimitar был предложен для гиперзвукового авиалайнера LAPCAT , а двигатель Reaction Engines SABRE — для космоплана Reaction Engines Skylon .
Во время Холодной войны Соединенные Штаты разработали и провели наземные испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с ядерным двигателем под названием Project Pluto . Эта система, предназначенная для использования в крылатой ракете , не использовала горение; высокотемпературный, незащищенный ядерный реактор нагревал воздух. Предполагалось, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель сможет летать на сверхзвуковой скорости в течение месяцев. Поскольку реактор не был защищен, он был опасен для всех, кто находился на траектории полета транспортного средства или рядом с ним (хотя его выхлоп не был радиоактивным). Проект в конечном итоге был отменен, поскольку МБР, как казалось, лучше подходили для этой цели. [31]
Этот тип двигателя можно использовать для исследования планетарных атмосфер, таких как Юпитер. [32]
1 марта 2018 года президент Владимир Путин объявил о создании крылатой ракеты с прямоточным ядерным двигателем, способной совершать дальние полеты. Она получила обозначение 9М730 «Буревестник» (Petrel) и имеет обозначение НАТО SSC-X-9 «Skyfall». [33] 9 августа 2019 года на Государственном центральном военно-морском испытательном полигоне был зафиксирован взрыв и выброс радиоактивного материала . Продолжались работы по подъему испытательного образца, упавшего в Белое море во время испытаний в 2018 году, когда ядерный источник энергии ракеты взорвался и убил 5 исследователей . [34]
Верхние слои атмосферы выше 100 километров (62 миль) содержат одноатомный кислород, произведенный солнцем посредством фотохимии. Концепция была разработана NASA для рекомбинации этого (тонкого) газа обратно в двухатомные молекулы на орбитальных скоростях для питания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. [35]
Форсажный турбореактивный или двухконтурный двигатель можно описать как переходящий из турбореактивного в прямоточный режим, если он может достичь скорости полета, при которой степень повышения давления в двигателе (epr) падает до единицы. Затем турбофорсажная камера действует как рамбёрнер. [36] Давление всасывающего плунжера присутствует на входе в форсажную камеру, но больше не увеличивается с ростом давления от турбомашины. Дальнейшее увеличение скорости приводит к потере давления из-за наличия турбомашины, поскольку epr падает ниже единицы.
Ярким примером является двигательная установка для Lockheed SR-71 Blackbird с epr=0,9 при скорости 3,2 Маха. [37] Требуемая тяга, расход воздуха и температура выхлопных газов для достижения этой скорости были получены с помощью стандартного метода увеличения расхода воздуха через компрессор, работающий на низких скорректированных скоростях, отбора воздуха из компрессора и возможности увеличения температуры форсажной камеры в результате охлаждения канала и сопла с использованием воздуха, забираемого из компрессора, а не обычного, гораздо более горячего, выхлопного газа турбины. [38]
