ПВРД — это разновидность воздушно-реактивного двигателя , который требует движения двигателя вперед для обеспечения воздуха для сгорания . ПВРД работают наиболее эффективно на сверхзвуковых скоростях около 3 Маха (2300 миль в час; 3700 км/ч) и могут развивать скорость до 6 Маха (4600 миль в час; 7400 км/ч).
ПВРД могут быть особенно подходящими в приложениях, требующих небольшого и простого механизма для высокоскоростного использования, например, в ракетах . В 1960-х годах США, Канада и Великобритания приняли на вооружение противоракетную оборону с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, такую как CIM-10 Bomarc и Bloodhound . Конструкторы оружия исследуют технологию ПВРД для использования в артиллерийских снарядах для увеличения дальности; Считается, что 120-мм прямоточный минометный снаряд способен преодолеть расстояние 35 км (22 мили). [1] Они успешно, хотя и неэффективно, использовались в качестве наконечников форсунок на концах несущих 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 назвал эту книгу созданием прямоточного воздушно-реактивного двигателя [3] и первым вымышленным примером космического полета с ракетным двигателем.
ПВРД был разработан в 1913 году французским изобретателем Рене Лореном , которому был выдан патент (FR290356) на свое устройство. Попытки построить прототип не увенчались успехом из-за нехватки материалов. [4] В его патенте изображен поршневой двигатель внутреннего сгорания с дополнительными «трубами» в качестве выхлопных сопел. [5]
В 1915 году венгерский изобретатель Альберт Фоно разработал решение для увеличения дальности артиллерийского огня, включающее в себя артиллерийский снаряд, соединенный с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, что обеспечивает большую дальность стрельбы при относительно низких начальных скоростях, что позволяет вести огонь тяжелыми снарядами из относительно легких снарядов. пистолеты. 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 в немецкой заявке на патент он описал «воздушно-реактивный двигатель», который, по его словам, подходит для высотных сверхзвуковых самолетов. В дополнительной заявке на патент он адаптировал двигатель для дозвуковой скорости. Патент был выдан в 1932 году (патент Германии № 554906, 1932-11-02). [7]
В Советском Союзе теорию сверхзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей представил в 1928 году Борис Стечкин . Исследование проводил начальник 3-й бригады ГИРД Юрий Победоносцев. Первый двигатель ГИРД-04 был спроектирован И.А. Меркуловым и испытан в апреле 1933 года. Для имитации сверхзвукового полета он питался воздухом, сжатым до 200 бар , и работал на водороде. ПВРД ГИРД-08 на фосфорном топливе испытывался стрельбой из артиллерийской пушки. Эти снаряды, возможно, были первыми реактивными снарядами, преодолевшими скорость звука .
В 1939 году Меркулов провел дальнейшие испытания ПВРД 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 Поликарпове И-15 . В 1941 году Меркулов спроектировал прямоточный реактивный истребитель «Самолет Д», который так и не был построен. Два его двигателя ДМ-4 устанавливались на истребитель Як-7 ПВРД во время Великой Отечественной войны. В 1940 году был спроектирован экспериментальный самолет Костиков-302 с жидкотопливной ракетой на взлете и прямоточным воздушно-реактивным двигателем на полете. Этот проект был отменен в 1944 году.
В 1947 году Мстислав Келдыш предложил дальний антиподальный бомбардировщик , аналогичный бомбардировщику Зенгер-Бредт , но с прямоточным воздушно-реактивным двигателем вместо ракеты. В 1954 году НПО Лавочкина и Институт Келдыша приступили к разработке крылатой ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, развивающей скорость 3 Маха, « Буря» . Этот проект конкурировал с МБР Р-7 разработки Сергея Королева , но был отменен в 1957 году.
1 марта 2018 года президент Владимир Путин объявил о создании крылатой ракеты с прямоточным воздушно-реактивным двигателем с ядерной установкой, способной совершать полеты на большие расстояния . Он получил обозначение 9М730 «Буревестник» (Буревестник) и имеет по отчетности НАТО название SSC-X-9 «Skyfall». [8] 9 августа 2019 года на Центральном государственном полигоне ВМФ зафиксирован взрыв и выброс радиоактивного материала . В настоящее время предпринимаются усилия по восстановлению испытательного объекта, который приземлился в Белом море во время испытаний в 2018 году, когда взорвался ядерный источник энергии ракеты , в результате чего погибли 5 исследователей . [9]
Несколько таранных реактивных самолетов были спроектированы, построены и прошли наземные испытания на заводе Kawasaki Aircraft Company в Гифу во время Второй мировой войны. В декабре 1945 года официальные лица компании заявили, что на эти внутренние инициативы не повлияли параллельные события в Германии. В одной из послевоенных оценок американской разведки центробежный распылитель топлива на прямоточном самолете Кавасаки описывался как «самое выдающееся достижение компании… устраняющее большое количество обычно используемой системы впрыска топлива». [10] Из-за чрезмерной вибрации двигатель предназначался только для использования в беспилотных летательных аппаратах, запускаемых с помощью ракет или катапульт. Подготовка к летным испытаниям завершилась капитуляцией Японии в августе 1945 года.
В 1936 году Хельмут Вальтер сконструировал испытательный двигатель, работающий на природном газе . Теоретические работы проводились в BMW и Junkers , а также в DFL . В 1941 году Ойген Зенгер из DFL предложил прямоточный воздушно-реактивный двигатель с высокой температурой камеры сгорания. Он сконструировал большие трубы ПВРД диаметром 500 миллиметров (20 дюймов) и 1000 миллиметров (39 дюймов) и провел испытания горения на грузовиках и на специальном испытательном стенде на Dornier Do 17 Z при скорости полета до 200 метров в секунду ( 720 км/ч). Позже, когда в Германии стало не хватать бензина, были проведены испытания с блоками прессованной угольной пыли в качестве топлива (см., например, Lippisch P.13a ), которые не увенчались успехом из-за медленного сгорания. [11]
Stovepipe (летающий/пылающий/сверхзвуковой) было популярным названием ПВРД в 1950-х годах в отраслевых журналах, таких как Aviation Week & Space Technology [12] и других публикациях, таких как The Cornell Engineer. [13] Простота, подразумеваемая названием, возникла из-за сравнения с турбореактивным двигателем, в котором используется относительно сложная и дорогая вращающаяся турбомашина.
ВМС США разработали серию ракет «воздух-воздух» под названием « Горгона » с использованием различных двигательных механизмов, в том числе прямоточного воздушно-реактивного двигателя на «Горгоне IV». ПВРД Gorgon IV, изготовленные Гленном Мартином , испытывались в 1948 и 1949 годах на военно-морской авиабазе Пойнт-Мугу . ПВРД был разработан в Университете Южной Калифорнии и изготовлен компанией Marquardt Aircraft Company . Двигатель имел длину 2,1 метра (7 футов) и диаметр 510 миллиметров (20 дюймов) и располагался 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 . Он был разработан в Lockheed AQM-60 Kingfisher . Результатом дальнейшего развития стал шпионский дрон 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 сбила истребители противника во время войны во Вьетнаме и стала первой ракетой корабельного базирования, уничтожившей вражеский самолет в бою. 23 мая 1968 года «Талос», выпущенный с авианосца « Лонг-Бич» , сбил вьетнамский МиГ на расстоянии около 105 километров (65 миль). Он также использовался в качестве оружия класса «земля-земля» и был модифицирован для поражения наземных радаров. [ нужна цитата ]
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 прямоточных ракет с ядерным вооружением и дальностью действия в несколько сотен миль. Он был оснащен теми же двигателями, что и AQM-60, но из улучшенных материалов, позволяющих выдерживать более продолжительный полет. Система была снята с вооружения в 1970-х годах, когда угроза со стороны бомбардировщиков уменьшилась.
В апреле 2020 года Министерство обороны США и Министерство обороны Норвегии совместно объявили о своем партнерстве в разработке передовых технологий, применимых к высокоскоростному и гиперзвуковому оружию большой дальности. В августе 2022 года в рамках программы тактического высокоскоростного наступательного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (THOR-ER) завершились испытания твердотопливного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (SFRJ). [14]
В 2023 году компания General Electric продемонстрировала прямоточный воздушно-реактивный двигатель с вращающимся детонационным сгоранием. Это турбинный двигатель комбинированного цикла, включающий в себя [15]
В конце 1950-х, 1960-х и начале 1970-х годов Великобритания разработала несколько ракет с прямоточным воздушно-реактивным двигателем.
Проект «Голубой посланник» должен был оснастить страну системой противовоздушной обороны с прямоточными воздушно-реактивными двигателями большой дальности против бомбардировщиков, но от этой системы отказались. На смену ему пришел ПВРД меньшей дальности под названием Bloodhound . Система была разработана как вторая линия защиты на случай, если злоумышленникам удастся обойти флот обороняющихся английских истребителей Electric Lightning .
В 1960-х годах Королевский флот разработал и внедрил ракету класса «земля-воздух» с прямоточным воздушно-реактивным двигателем для кораблей под названием Sea Dart . Он имел дальность полета 65–130 километров (40–80 миль) и скорость 3 Маха. Он успешно использовался в боях против нескольких типов самолетов во время Фолклендской войны .
Выдающийся швейцарский астрофизик Фриц Цвики был директором по исследованиям в Aerojet и имеет множество патентов в области реактивного движения. Патенты US 5121670 и US 4722261 относятся к плунжерным ускорителям . ВМС США не позволили Цвикки публично обсуждать свое изобретение. Номер США 2461797 предназначен для подводного реактивного двигателя, прямоточного реактивного двигателя, работающего в жидкой среде. Журнал Time сообщил о работе Цвики. [16] [17]
.jpg/1280px-Leduc_010_Ramjet_Prototype_(11729010226).jpg)
Во Франции были известны работы Рене Ледюка . Модель Ледука, Leduc 0.10, была одним из первых самолетов с прямоточным воздушно-реактивным двигателем, совершивших полет в 1949 году.
В 1958 году Nord 1500 Griffon достиг скорости 2,19 Маха (745 м/с; 2680 км/ч).
Первой частью ПВРД является его диффузор (компрессор), в котором поступательное движение ПВРД используется для повышения давления его рабочего тела (воздуха), необходимого для сгорания. Воздух сжимается, нагревается за счет расширения зоны сгорания в термодинамическом цикле , известном как цикл Брайтона . Затем его пропускают через сопло, чтобы разогнать его до сверхзвуковой скорости. Это ускорение придает ПВРД тягу вперед .
ПВРД намного проще турбореактивного двигателя, поскольку ему нужны только воздухозаборник, камера сгорания и сопло . В отличие от реактивного двигателя , он не имеет движущихся частей, кроме топливного насоса (жидкотопливного). Твердотопливные прямоточные воздушно-реактивные двигатели еще проще и не требуют топливной системы.
Для сравнения, в турбореактивном двигателе используется компрессор, приводимый в движение турбиной . В неподвижном состоянии он создает тягу, поскольку высокоскоростной воздух, необходимый для производства сжатого воздуха (т. е. набегающего воздуха в прямоточном воздушно-реактивном воздушном двигателе), создается вращающимися лопатками ротора в компрессоре.
Диффузор преобразует высокую скорость воздуха, приближающегося к воздухозаборнику, в высокое (статическое) давление, необходимое для сгорания. Высокое давление сгорания минимизирует потери тепловой энергии, которая появляется в выхлопных газах [18] (за счет уменьшения роста энтропии при подводе тепла). [19]
В дозвуковых и низко-сверхзвуковых ПВРД на входе используется отверстие типа Пито . За этим следует расширение внутреннего канала (дозвуковой диффузор) для достижения более низкой дозвуковой скорости, необходимой в камере сгорания. При малых сверхзвуковых скоростях перед воздухозаборником образуется нормальная (плоская) ударная волна.
Для более высоких сверхзвуковых скоростей потеря давления из-за ударной волны становится непомерно высокой, и для создания косых ударных волн перед финальным нормальным скачком, который возникает на входной кромке впуска, используется выступающий шип или конус. Диффузор в этом случае состоит из двух частей: сверхзвукового диффузора с внешними по отношению к входу ударными волнами, за которым следует внутренний дозвуковой диффузор.
Еще на более высоких скоростях часть сверхзвуковой диффузии должна происходить внутри, что требует внешних и внутренних косых ударных волн. Окончательный нормальный скачок должен произойти вблизи минимальной площади потока, известной как горловина, за которой следует дозвуковой диффузор.
Как и в других реактивных двигателях, камера сгорания повышает температуру воздуха за счет сжигания топлива. Это происходит при небольшой потере давления. Скорость воздуха, поступающего в камеру сгорания, должна быть достаточно низкой, чтобы можно было осуществлять непрерывное горение в защищенных зонах, обеспечиваемых держателями пламени .
Камера сгорания с прямоточным воздушно-реактивным двигателем может безопасно работать при стехиометрическом соотношении топлива и воздуха. Это подразумевает температуру застоя на выходе камеры сгорания порядка 2400 К (2130 ° C; 3860 ° F) для керосина . Обычно камера сгорания должна быть способна работать в широком диапазоне настроек дроссельной заслонки, согласовывая скорость и высоту полета. Обычно защищенная пилотная зона позволяет продолжать сгорание, когда воздухозаборник автомобиля подвергается сильному рысканию / тангажу во время поворотов. В других методах стабилизации пламени используются держатели пламени, конструкция которых варьируется от банок для камеры сгорания до плоских пластин, чтобы защитить пламя и улучшить смешивание топлива. Чрезмерная заправка камеры сгорания может привести к тому, что конечный (нормальный) амортизатор в диффузоре будет выдвинут вперед за впускную кромку, что приведет к существенному падению воздушного потока и тяги.
Метательное сопло является важной частью конструкции ПВРД, поскольку оно ускоряет поток выхлопных газов для создания тяги.
Дозвуковые ПВРД ускоряют поток выхлопных газов с помощью сопла . Для сверхзвукового полета обычно требуется сужающееся-расширяющееся сопло .
Хотя ПВРД работали со скоростью 45 метров в секунду (160 км/ч; 100 миль в час), [20] ниже примерно 0,5 Маха (170 м/с; 610 км/ч; 380 миль в час), они дают небольшую тягу и очень неэффективны из-за низкого коэффициента давления.
Выше этой скорости, при достаточной начальной скорости полета, ПВРД является самоподдерживающимся. Если сопротивление транспортного средства не является чрезвычайно высоким, комбинация двигатель/планер имеет тенденцию ускоряться до все более высоких скоростей полета, существенно повышая 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, следовательно, температуру воздуха на впуске.
Из-за стехиометрической температуры сгорания эффективность обычно хороша на высоких скоростях (около 2–3 Маха, 680–1000 м/с, 2500–3700 км/ч, 1500–2300 миль в час), тогда как на низких скоростях относительно низкое давление означает, что прямоточные воздушно-реактивные двигатели уступают турбореактивным двигателям и ракетам .
ПВРД можно классифицировать по типу топлива: жидкое или твердое; и усилитель. [21]
В ПВРД на жидком топливе (LFRJ) углеводородное топливо (обычно) впрыскивается в камеру сгорания перед пламедержателем. Пламедержатель стабилизирует пламя с помощью сжатого воздуха из воздухозаборника(ов). Требуется средство создания давления и подачи топлива в камеру сгорания, что может быть сложным и дорогим.
Компания Aérospatiale-Celerg разработала LFRJ, в котором топливо подается в форсунки с помощью эластомерной камеры, которая постепенно надувается по длине топливного бака. Первоначально баллон образует плотно прилегающую оболочку вокруг баллона со сжатым воздухом, из которого он надувается и установленного в баллоне вдоль. [22] Это предлагает более дешевый подход, чем регулируемый LFRJ, требующий насосной системы для подачи топлива. [23]
ПВРД не создает статической тяги и требует усилителя для достижения скорости движения, достаточно высокой для эффективной работы системы впуска. В первых ракетах с прямоточным воздушно-реактивным двигателем использовались внешние ускорители, обычно твердотопливные ракеты, либо в тандеме, когда ускоритель устанавливается сразу за ПВРД, например Sea Dart , либо по кругу, когда несколько ускорителей крепятся вокруг внешней части ПВРД, например 2К11 Круг . Выбор ракеты-носителя обычно зависит от размера стартовой платформы. Тандемный ускоритель увеличивает длину системы, тогда как ускорители с охватывающим расположением увеличивают диаметр. Ускорители с запахом обычно создают более высокое сопротивление, чем тандемные.
Интегрированные ускорители обеспечивают более эффективный вариант компоновки, поскольку топливо ускорителя заливается внутрь пустой камеры сгорания. Такой подход использовался на твердотопливных прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ТВРД), например 2К12 Куб , жидкостных, например АСМП , и воздуховодных ракетах, например Метеор , конструкциях. Интегрированные конструкции усложняются из-за различных требований к соплам на этапах полета наддува и ПВРД. Из-за более высокого уровня тяги ускорителя для оптимальной тяги требуется сопло другой формы по сравнению с соплом, необходимым для маршевого ПВРД с меньшей тягой. Обычно это достигается за счет отдельного сопла, которое выбрасывается после сгорания бустера. Однако такие конструкции, как Meteor, оснащены безсопловыми ускорителями. Это дает преимущества, заключающиеся в устранении опасности запуска самолета из обломков ракеты-носителя, простоте, надежности, а также уменьшении массы и стоимости [24] , хотя это следует компенсировать снижением производительности специального сопла-ускорителя.
Небольшая вариация прямоточного воздушно-реактивного двигателя использует сверхзвуковой выхлоп в процессе сгорания ракеты для сжатия и реакции с поступающим воздухом в основной камере сгорания. Это имеет то преимущество, что дает тягу даже на нулевой скорости.
В твердотопливном интегрированном прямоточном воздушно-реактивном воздушно-реактивном двигателе (SFIRR) твердое топливо подается вдоль внешней стенки прямоточной камеры сгорания. В этом случае впрыск топлива осуществляется за счет абляции топлива горячим сжатым воздухом из воздухозаборника(ов). Для повышения эффективности сгорания можно использовать задний смеситель. Для некоторых применений SFIRR предпочтительнее LFRJ из-за простоты подачи топлива, но только тогда, когда требования к дросселированию минимальны, т.е. когда изменения высоты или скорости ограничены.
В канальной ракете твердотопливный газогенератор производит горячий богатый топливом газ, который сжигается в камере сгорания со сжатым воздухом, подаваемым через воздухозаборники. Поток газа улучшает смешивание топлива и воздуха и повышает общую рекуперацию давления. В дроссельной ракете с воздуховодом, также известной как ракета с регулируемым расходом, клапан позволяет дросселировать выхлоп газогенератора, обеспечивая управление тягой. В отличие от LFRJ, твердотопливные прямоточные воздушно-реактивные двигатели не могут загореться . Ракета с воздуховодом находится где-то между простотой SFRJ и неограниченным контролем скорости LFRJ.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно дают небольшую тягу или вообще не дают тяги ниже половины скорости звука , и они неэффективны ( удельный импульс менее 600 секунд) до тех пор, пока воздушная скорость не превысит 1000 километров в час (280 м / с; 620 миль в час) из-за низкой степени сжатия. .
Даже выше минимальной скорости широкий диапазон полетных условий (диапазон полетных условий), например, от низких до высоких скоростей и от малых до больших высот, может привести к значительным компромиссам в конструкции, и они, как правило, лучше всего работают, оптимизированные для одной расчетной скорости и высоты (точка конструкции). Однако прямоточные воздушно-реактивные двигатели обычно превосходят конструкции реактивных двигателей на основе газотурбинных двигателей и лучше всего работают на сверхзвуковых скоростях (2–4 Маха). [25] Хотя они и неэффективны на более низких скоростях, они более экономичны, чем ракеты, на всем полезном рабочем диапазоне, по крайней мере, до 6 Маха (2000 м/с; 7400 км/ч).
Производительность обычных прямоточных воздушно-реактивных двигателей падает при скорости выше 6 Маха из-за диссоциации и потери давления, вызванной ударной нагрузкой, поскольку входящий воздух замедляется до дозвуковых скоростей для сгорания. Кроме того, температура на входе в камеру сгорания возрастает до очень высоких значений, приближаясь к пределу диссоциации при некотором предельном числе Маха.
Диффузоры ПВРД замедляют поступающий воздух до дозвуковой скорости перед тем, как он попадает в камеру сгорания. ГПВРД аналогичны прямоточным воздушно-реактивным двигателям, но воздух проходит через камеру сгорания со сверхзвуковой скоростью. Это увеличивает давление, восстанавливаемое из потока воздуха, и улучшает полезную тягу. Термического дросселирования выхлопных газов можно избежать за счет относительно высокой сверхзвуковой скорости воздуха на входе в камеру сгорания. Впрыск топлива часто осуществляется в защищенное место под ступенькой в стенке камеры сгорания. Boeing X-43 представлял собой небольшой экспериментальный прямоточный воздушно-реактивный двигатель [26] , который достигал скорости 5 Маха (1700 м/с; 6100 км/ч) за 200 секунд на X-51A Waverider . [27]
Вариантом ПВРД является двигатель «комбинированного цикла», предназначенный для преодоления ограничений ПВРД. Одним из примеров этого является двигатель SABRE , в котором используется предварительный охладитель, за которым расположены прямоточный воздушно-реактивный двигатель и турбина.
Двигатель ATREX , разработанный в Японии, является экспериментальной реализацией этой концепции. Он использует жидкое водородное топливо в схеме с одним вентилятором. Жидкое топливо прокачивается через теплообменник в воздухозаборнике, одновременно нагревая топливо и охлаждая поступающий воздух. Такое 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 под высоким давлением. Затем этот газ пропускается через кончики вентилятора, обеспечивая приводную мощность вентилятора на дозвуковых скоростях. После смешивания с воздухом он сгорает в камере сгорания.
Reaction Engines Scimitar был предложен для гиперзвукового авиалайнера LAPCAT , а Reaction Engines SABRE — для космического самолета Reaction Engines Skylon .
Во время Холодной войны Соединенные Штаты разработали и провели наземные испытания прямоточного воздушно-реактивного двигателя с ядерной установкой под названием «Проект Плутон» . Эта система, предназначенная для использования в крылатой ракете , не использовала горение; высокотемпературный неэкранированный ядерный реактор нагревал воздух. Предполагалось, что прямоточный воздушно-реактивный двигатель сможет летать на сверхзвуковых скоростях в течение нескольких месяцев. Поскольку реактор не был экранирован, он был опасен для всех, кто находился на траектории полета корабля или вокруг него (хотя его выхлопы не были радиоактивными). В конечном итоге проект был отменен, поскольку межконтинентальные баллистические ракеты , казалось, лучше служили этой цели. [30]
Этот тип двигателя можно было бы использовать для исследования атмосфер планет, таких как атмосфера Юпитера. [31]
Верхняя атмосфера на высоте около 100 километров (62 миль) содержит одноатомный кислород, вырабатываемый Солнцем в результате фотохимии. НАСА разработала концепцию рекомбинации этого (тонкого) газа обратно в двухатомные молекулы на орбитальных скоростях для питания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. [32]
Турбореактивный или двухконтурный двигатель с форсажным режимом можно охарактеризовать как переходящий из режима турбо в режим прямоточного воздушно-реактивного двигателя, если он может достичь скорости полета, при которой степень сжатия двигателя (epr) падает до единицы. В этом случае турбофорсаж действует как дожигатель. [33] Давление впускного плунжера присутствует на входе в камеру дожигания, но больше не увеличивается при повышении давления со стороны турбомашины. Дальнейшее увеличение скорости приводит к потере давления из-за присутствия турбомашины, поскольку эпр падает ниже единицы.
Ярким примером была двигательная установка Lockheed SR-71 Blackbird с эпр = 0,9 при скорости 3,2 Маха. [34] Требуемая тяга, расход воздуха и температура выхлопных газов для достижения этой скорости были получены из 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 воздуховод и сопло используют воздух, взятый из компрессора, а не обычные, гораздо более горячие выхлопные газы турбины. [35]
