Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Конструкция

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

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

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

Ядерный ПВРД

В период холодной войны между СССР  и США создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.

В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания топлива, а тепло, которое вырабатывал ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздух, поступающий сквозь входное устройство, проникает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Далее происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости совершенных ракетных двигателей. Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих странах создали малогабаритные ядерные реакторы, которые поместились в габариты крылатой ракеты.

Классы реактивных двигателей:

Все реактивные двигатели подразделяют на 2 класса:

• Воздушно-реактивные – тепловые двигатели, использующие энергию окисления воздуха, получаемого из атмосферы. В этих двигателях рабочее тело представлено смесью продуктов горения с остальными элементами отобранного воздуха.
• Ракетные – двигатели, которые на борту содержат все необходимые компоненты и способны работать даже в безвоздушном пространстве.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель – самый простой в классе ВРД по конструкции. Требуемое для работы устройства повышение давления образуется путем торможения встречного воздушного потока.

Рабочий процесс ПВРД можно кратко описать следующим образом:

Во входное устройство двигателя поступает воздух со скоростью полета, кинетическая его энергия преобразуется во внутреннюю, давление и температура воздуха повышаются. На входе в камеру сгорания и по всей длине проточной части наблюдается максимальное давление.

• Нагревание сжатого воздуха в камере сгорания происходит путем окисления подаваемого воздуха, при этом внутренняя энергия рабочего тела увеличивается.
• Далее поток сужается в сопле, рабочее тело достигает звуковой скорости, а вновь при расширении – сверхзвуковой. За счет того, что рабочее тело движется со скоростью, превышающей скорость встречного потока, внутри создается реактивная тяга.

В конструктивном плане ПВРД является предельно простым устройством. В составе двигателя есть камера сгорания, внутрь которой горючее поступает из топливных форсунок, а воздух – из диффузора. Камера сгорания заканчивается входом в сопло, которое является суживающейся-расширяющимся.

Развитие технологии смесевого твердого топлива повлекло за собой использование этого горючего в ПВРД. В камере сгорания располагается топливная шашка с центральным продольным каналом. Проходя по каналу, рабочее тело постепенно окисляет поверхность топлива и нагревается само. Применение твердого горючего еще более упрощает состоящую конструкцию двигателя: топливная система становится ненужной.

Смесевое топливо по своему составу в ПВРД отличается от применяемого в РДТТ. Если в ракетном двигателе большую часть состава топлива занимает окислитель, то в ПВРД он используется в небольших пропорциях для активирования процесса горения.

Наполнитель смесевого топлива ПВРД преимущественно состоит из мелкодисперсного порошка бериллия, магния или алюминия. Их теплота окисления существенно превосходит теплоту сгорания углеводородного горючего. В качестве примера твердотопливного ПВРД можно привести маршевый двигатель крылатой противокорабельной ракеты «П-270 Москит».

Тяга ПВРД зависит от скорости полета и определяется исходя из влияния нескольких факторов:

• Чем больше показатель скорости полета, тем большим будет расход воздуха, проходящего через тракт двигателя, соответственно, большее количество кислорода будет проникать в камеру сгорания, что увеличивает расход топлива, тепловую и механическую мощность мотора.
• Чем больше расход воздуха сквозь тракт двигателя, тем выше будет создаваемая мотором тяга. Однако существует некий предел, расход воздуха сквозь тракт мотора не может увеличиваться неограниченно.
• При возрастании скорости полета увеличивается уровень давления в камере сгорания. Вследствие этого увеличивается термический КПД двигателя.
• Чем больше разница между скоростью полета аппарата и скоростью прохождения реактивной струи, тем больше тяга двигателя.

Зависимость тяги прямоточного воздушно-реактивного двигателя от скорости полета можно представить следующим образом: до того момента, пока скорость полета намного ниже скорости прохождения реактивной струи, тяга будет увеличиваться вместе с ростом скорости полета. Когда скорость полета приближается к скорости реактивной струи, тяга начинает падать, миновав определенный максимум, при котором наблюдается оптимальная скорость полета.

В зависимости от скорости полета выделяют такие категории ПВРД:

• дозвуковые;
• сверхзвуковые;
• гиперзвуковые.

Каждая из групп имеет свои отличительные особенности конструкции.

Реферат патента 2020 года Прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Изобретение относится к прямоточным воздушно-реактивным двигателям (ПВРД), в которых рабочее тело используется для создания воздушно-реактивной струи, отличающимся сжатием за счет скоростного напора, в частности к сверхзвуковым, и может быть использовано в космической и оборонной отрасли. Техническим результатом устройства является повышение полноты сгорания газа, повышение надежности работы оборудования и соответственно улучшение технико-экономических показателей эффективности сжигания газообразного топлива в потоке воздуха ПВРД за счет выпуска газа в специальные продольные щели в полых разделительных перегородках, имеющих профиль обтекаемого тела, стабилизации горения предварительной инициацией горения барьерным электрическим разрядом в специальных продольных щелях в полой разделительной перегородке, дно которых образует в поперечном сечении более обтекаемую фигуру, чем основной профиль обтекаемого тела перегородки и вихрями вокруг аэродинамического выступа на торце разделительной перегородки, и имеющие регулировку точек ввода газа в поток воздуха в специальных продольных щелях в полой разделительной перегородке в зависимости от скорости воздуха, что обеспечивает широкий диапазон автоматического управления процессом горения в ПВРД. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

История создания

Первые официально зарегистрированные разработки ПуВРД относятся ко второй половине XIX века. В 60-е годы сразу двое изобретателей независимо друг от друга сумели получить патенты на новый тип двигателя. Имена этих изобретателей – Телешов Н.А. и Шарль де Луврье

В то время их разработки не нашли широкого применения, но уже в начале ХХ века, когда для самолетов подыскивали замену поршневым двигателям, на ПуВРД обратили внимание немецкие конструкторы. Во время Второй мировой войны немцы активно использовали самолет-снаряд ФАУ-1, оснащенный ПуВРД, что объяснялось простотой конструкции этого силового агрегата и его дешевизной, хотя по своим рабочим характеристикам он уступал даже поршневым двигателям

Это был первый и единственный раз в истории, когда этот тип двигателя использовался в массовом производстве самолетов.

Фау-1

После окончания войны ПуВРД остались «в военном деле», где нашли применение в качестве силового агрегата для ракет типа «воздух-поверхность» КБ Южное . Но и здесь со временем они утратили свои позиции из-за ограничения по скорости, необходимости первоначального разгона и низкой эффективности. Примерами использования ПуВРД являются ракеты Fi-103, 10Х, 14Х, 16Х, JB-2. В последние годы наблюдается возобновление интереса к этим двигателям, появляются новые разработки, направленные на его усовершенствование, так что, возможно, в скором будущем ПуВРД вновь станет востребованным в военной авиации. На данный момент пульсирующий воздушно-реактивный двигатель возвращают к жизни в области моделирования, благодаря использованию в исполнении современных конструкционных материалов.

Современное исполнение ПуВРД

Ядерный ПВРД

В период холодной войны между СССР  и США создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.

В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания топлива, а тепло, которое вырабатывал ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздух, поступающий сквозь входное устройство, проникает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Далее происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости совершенных ракетных двигателей. Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих странах создали малогабаритные ядерные реакторы, которые поместились в габариты крылатой ракеты.

Ядерный ПВРД

В период холодной войны между СССР  и США создавались проекты прямоточных воздушных реактивных двигателей с ядерным реактором.

В таких агрегатах в качестве источника энергии выступала не химическая реакция сжигания топлива, а тепло, которое вырабатывал ядерный реактор, установленный вместо камеры сгорания. В таком ПВРД воздух, поступающий сквозь входное устройство, проникает в активную область реактора, охлаждает конструкцию и сам нагревается до 3000 К. Далее происходит его истекание из сопла двигателя со скоростью, приближенной к скорости совершенных ракетных двигателей. Ядерные ПВРД предназначались для установки в межконтинентальных крылатых ракетах, несущих ядерный заряд. Конструкторы в обеих странах создали малогабаритные ядерные реакторы, которые поместились в габариты крылатой ракеты.

Принцип действия

Рабочий процесс ПВРД кратко можно описать следующим образом. Воздух, поступая со скоростью полёта во входное устройство двигателя, затормаживается (на практике, до скоростей 30—60 м/с, что соответствует числу Маха 0,1—0,2), его кинетическая энергия преобразуется во внутреннюю энергию — его температура и давление повышаются.

В предположении того, что воздух — идеальный газ, и процесс сжатия является изоэнтропийным, степень повышения давления (отношение статического давления в заторможенном потоке к атмосферному) выражается формулой:

ppo=(1+k−12⋅Mn2)kk−1{\displaystyle {\frac {p}{p_{o}}}={\bigg (}1+{\frac {k-1}{2}}\cdot M_{n}^{2}{\bigg )}^{\frac {k}{k-1}}}(1)

где

p{\displaystyle p} — давление в полностью заторможенном потоке;

po{\displaystyle p_{o}} — атмосферное давление;

Mn{\displaystyle M_{n}} — полётное число Маха (отношение скорости полёта к скорости звука в окружающей среде),

k{\displaystyle k} — показатель адиабаты, для сухого воздуха равный 1,4.

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

Сжатый воздух в камере сгорания нагревается за счёт окисления подаваемого в неё топлива, внутренняя энергия рабочего тела при этом возрастает. Затем рабочее тело сначала, сжимаясь в сопле, достигает звуковой скорости, а потом, расширяясь — сверхзвуковой, ускоряется и истекает со скоростью большей, чем скорость встречного потока, что и создаёт реактивную тягу.

Схема устройства ПВРД на жидком топливе:

1. встречный поток воздуха;
2. центральное тело;
3. входное устройство;
4. топливная форсунка;
5. камера сгорания;
6. сопло;
7. реактивная струя.

Схема устройства твердотопливного ПВРД

Зависимость тяги ПВРД от скорости полёта определяется несколькими факторами:

• Чем выше скорость полёта, тем больше расход воздуха через тракт двигателя, а значит, и количество кислорода, поступающего в камеру, что позволяет, увеличив расход горючего, повысить тепловую, а вместе с ней и механическую мощность двигателя.
• Чем больше расход воздуха через тракт двигателя, тем выше создаваемая им тяга, в соответствии с формулой (3). Однако расход воздуха через тракт двигателя не может расти неограниченно. Площадь каждого сечения двигателя должна быть достаточной для обеспечения необходимого расхода воздуха.
• С увеличением скорости полёта, в соответствии с формулой  (1), возрастает степень повышения давления β=p2p1{\displaystyle \beta ={\frac {p_{2}}{p_{1}}}} в камере сгорания, что влечёт за собой увеличение термического КПД, который для идеального ПВРД выражается формулой:

ηt=1−1βk−1k{\displaystyle \eta _{t}=1-{\frac {1}{\beta ^{\frac {k-1}{k}}}}}(2)

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

В соответствии с формулой (1), чем меньше разница между скоростью полёта и скоростью истечения реактивной струи, тем меньше тяга двигателя (при прочих равных условиях).

В общем, зависимость тяги ПВРД от скорости полёта может быть представлена следующим образом: пока скорость полёта значительно ниже скорости истечения реактивной струи, тяга растёт с ростом скорости полёта (вследствие повышения расхода воздуха, давления в камере сгорания и термического КПД двигателя), а с приближением скорости полёта к скорости истечения реактивной струи тяга ПВРД падает, миновав некоторый максимум, соответствующий оптимальной скорости полёта.

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАТЕРИСТИКИ

«Секретные документы. Только для высшего командования»

Истребитель с вращающимся крылом и силовой установкой Лорена

Общие данные

Бад-Айльзен, 15.9.1944 года.    Подпись:

Виды двигателей для авиамоделей

Реактивные двигатели на авиамодели бывают нескольких основных типов и двух классов: воздушно-реактивные и ракетные. Некоторые из них устарели, другие слишком затратные, но азартные любители управляемых авиамоделей пытаются опробовать новый двигатель в действии. Со средней скоростью полета в 100 км/час авиамодели становятся только интересней для зрителя и пилота. Популярнейшие типы двигателя отличаются для управляемых и стендовых моделей, в силу разного КПД, веса и тяги. Всего типов в авиамоделировании немного:

• Ракетный;
• Прямоточный воздушно-реактивный (ПРВД);
• Пульсирующий воздушно-реактивный (ПуРВД);
• Турбореактивный (ТРД);

Ракетный используется только на стендовых моделях, и то довольно редко. Его принцип работы отличается от воздушно-реактивного. Основным параметром здесь выступает удельный импульс. Популярен из-за отсутствия необходимости взаимодействия с кислородом и возможности работы в невесомости.

Прямоточный сжигает воздух из окружающей среды, который всасывается из входного диффузора в камеру сгорания. Воздухозаборник в этом случае направляет кислород в двигатель, который благодаря внутреннему строению заставляет нагнетать давление у свежего потока воздуха. Во время работы, воздух подходит к воздухозаборнику со скоростью полета, но во входном сопле она резко уменьшается в несколько раз. За счет замкнутого пространства нагнетается давление, которое при смешивании с топливом выплескивает из обратной стороны выхлоп с огромной скоростью.

Пульсирующий работает идентично прямоточному, но в его случае сгорание топлива непостоянное, а периодичное. При помощи клапанов топливо подается только в необходимые моменты, когда в камере сгорания начинает падать давление. В своем большинстве реактивный пульсирующий двигатель совершает от 180 до 270 циклов впрыскивания топлива в секунду. Чтобы стабилизировать состояние давления (3,5 кГ/см2), используется принудительная подача воздуха с помощью насосов.

Турбореактивный двигатель, устройство которого вы рассматривали выше, обладает самым скромным расходом топлива, за счет чего и ценятся. Единственным их минусов является низкое соотношение веса и тяги. Турбинные РД позволяют развить скорость модели до 350 км/ч, при этом холостой ход двигателя держится на уровне 35 000 оборотов в минуту.

Дозвуковые ПВРД

Эта группа двигателей предназначена для обеспечения полетов на скоростях, равных от 0,5 до 1,0 числа Маха. Сжатие воздуха и торможение в таких двигателях происходит в диффузоре – расширяющемся канале устройства на входе потока.

Данные двигатели имеют крайне низкую эффективность. При полетах на скорости М= 0,5 уровень увеличения давления в них равен 1,186, из-за чего идеальный термический КПД для них – всего 4,76%, а если еще и учитывать потери в реальном двигателе, эта величина будет приближаться к нулю. Это значит, что при полетах на скоростях M<0,5 дозвуковой ПВРД неработоспособен.

Но даже на предельной скорости для дозвукового диапазона при М=1 уровень увеличения давления равен 1,89, а идеальный термический коэффициент – всего 16, 7%. Эти показатели в 1,5 раза меньше, чем у поршневых двигателей внутреннего сгорания, и в 2 раза меньше, нежели у газотурбинных двигателей. Газотурбинные и поршневые двигатели к тому же эффективны для использования при работе в стационарном положении. Поэтому прямоточные дозвуковые двигатели в сравнении с другими авиационными двигателями оказались неконкурентоспособными и в настоящее время серийно не выпускаются.

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, который работает на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование такого двигателя было только гипотетическим: не собрано ни единого образца, который бы прошел летные испытания и подтвердил целесообразность и актуальность его серийного выпуска.

На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется только частично, и на протяжении остального такта перемещение рабочего тела является сверхзвуковым. Большая часть кинетической исходной энергии потока при этом сохраняется, после сжатия температура относительно низкая, что позволяет освободить рабочему телу значительное количество тепла. После входного устройства проточная часть двигателя по всей своей длине расширяется. За счет сгорания топлива в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.

Этот тип двигателя предназначен для проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически такой двигатель можно использовать на многоразовых носителях космических аппаратов.

Одной из главных проблем конструирования ГПВРД является организация сгорания топлива в сверхзвуковом потоке.

В разных странах начаты несколько программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных исследований.

Где применяются ПВРД

ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем вспомогательных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель или самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.

По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его практически неуместно использовать на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно использовать для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, простоте и дешевизне. ПВРД также применяют в летающих мишенях. Конкуренцию по характеристикам ПВРД составляет только ракетный двигатель.

От Рене Лорена к Ойгену Зенгеру

Француз Рене Лорен (Rene Lorin) еще в 1913 году сформулировал концепцию прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Однако в те годы авиация только начинала своё развитие, и для реализации подобных значительно опередивших свое время идей не было технических возможностей. Только в 1936 году французский инженер Ледюк (Leduc) успешно провел опыты и на практике доказал, что ПВРД могут функционировать.

В Германии начиная с конца тридцатых годов – прежде всего компания Walter в г. Киле и доктор Ойген Зенгер (Eugen Sänger) из DFS, – занимались исследованиями, целью которых было создание опытных силовых установок, работающих по предложенному Рене Лореном принципу. В то время как работы компании Walter остановились на стадии эксперимента, доктору Зенгеру в 1941-43 годах удалось создать опытные образцы ПВРД.

Эти опытные ПВРД были испытаны на переделанных в летающие лаборатории бомбардировщиках Do 17 и Do 217. Замеры различных параметров, проведенные в ходе летных испытаний, подтвердили сделанные ранее расчеты. Кроме того, измерительные зонды предоставили ценные сведения о сложных процессах в области внутренней термодинамики прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Тем не менее, полёты с работающими ПВРД дали мало информации о действительном потенциале силовых установок данного типа. Хотя скорость полёта бомбардировщика Do 217 и возросла до 720 км/ч (на 275 км/ч выше его обычной крейсерской скорости), КПД силовой установки по ряду причин – не в последнюю очередь из-за не вполне подходящей летающей лаборатории и нестабильности процесса сгорания топлива внутри трубы силовой установки (сгорало лишь около 70 % топлива) – оставался в целом неудовле­тво­ри­тельным.

По этой причине компания Focke-Wulf осенью 1943 года приступила к собственным исследованиям, целью которых было усовершенствование аэродинамики ПВРД и, соответственно, повышение эффективности силовой установки данного типа.

Казалось бы, результаты экспериментов Зенгера подтверждали, что «реактивные трубы» в ходе последовательного развития могут стать, по крайней мере, отличными вспомогательными двигателями для повышения характеристик скоростных самолетов. Однако выбранное им конструктивное исполнение ПВРД было непригодным для самолетов с высокими характеристиками, поскольку он не учел пока еще несовершенный процесс горения и дополнительное сопротивление огромных «печных труб» (Ofenrohre), самая большая из которых достигала в длину 10,6 м и 1,5 м в диаметре. Это сопротивление уже на скоростях порядка 950 км/ч было больше, чем создаваемая ПВРД тяга (Рис. 1).

Рис. 1. Схематическое изображение разработанного Ойгеном Зенгером прямоточного воздушно-реактивного двигателя: a – диффузор, b – сетка впрыска, c – распределение топлива, d – камера сгорания, e – дюза

Похожие патенты RU2736670C1

Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

К категории гиперзвуковых ПВРД относится ПВРД, который работает на скоростях более 5М. По состоянию на начало XXI века существование такого двигателя было только гипотетическим: не собрано ни единого образца, который бы прошел летные испытания и подтвердил целесообразность и актуальность его серийного выпуска.

На входе в устройство ГПВРД торможение воздуха выполняется только частично, и на протяжении остального такта перемещение рабочего тела является сверхзвуковым. Большая часть кинетической исходной энергии потока при этом сохраняется, после сжатия температура относительно низкая, что позволяет освободить рабочему телу значительное количество тепла. После входного устройства проточная часть двигателя по всей своей длине расширяется. За счет сгорания топлива в сверхзвуковом потоке происходит нагрев рабочего тела, оно расширяется и ускоряется.

Этот тип двигателя предназначен для проведения полетов в разреженной стратосфере. Теоретически такой двигатель можно использовать на многоразовых носителях космических аппаратов.

Одной из главных проблем конструирования ГПВРД является организация сгорания топлива в сверхзвуковом потоке.

В разных странах начаты несколько программ по созданию ГПВРД, все они находятся на стадии теоретических изысканий и предпроектных лабораторных исследований.

Где применяются ПВРД

ПВРД не работает при нулевой скорости и низких скоростях полета. Летательный аппарат с таким двигателем требует установки на нем вспомогательных приводов, в роли которых может выступать твердотопливный ракетный ускоритель или самолет-носитель, с которого производится запуск аппарата с ПВРД.

По причине неэффективности ПВРД на малых скоростях его практически неуместно использовать на пилотируемых самолетах. Такие двигатели предпочтительно использовать для беспилотных, крылатых, боевых ракет одноразового применения благодаря надежности, простоте и дешевизне. ПВРД также применяют в летающих мишенях. Конкуренцию по характеристикам ПВРД составляет только ракетный двигатель.

Сфера применения

Использование ПВРД на пилотируемых самолетах нецелесообразно, ведь для их запуска нужны дополнительные двигатели. Намного проще сразу установить, например, ТРД. Именно поэтому их применение сводится к установке на крылатые ракеты, летающие мишени и непилотируемые самолеты, летающие со скоростью в пределах от 2 до 5М. В основном это «одноразовые» двигатели, что вполне логично, учитывая их невысокую стоимость и простую конструкцию. Запуск аппаратов с ПВРД осуществляется за счет их разгона до рабочей скорости с помощью самолетов-носителей или ракетных ускорителей.

Гиперзвуковые ПВРД планируется использовать на космических аппаратах, но пока это только теория.

Несмотря на то, что использование ПВРД в настоящее время ограничено, постоянно ведутся работы по улучшению их рабочих характеристик и созданию новых моделей.

Последняя разработка является двигатель Sabre частной фирмы Reaction Engines.

Суть данного двигателя в том, что традиционные двигатели, которые сегодня применяются в авиации, для полета на гипер скоростях требуют спецрезервуаров с жидким кислородом, если самолет развивает в полете скорость более 3000 км/ч. Обыкновенный воздух на таких скоростях нагревается до очень высоких температур, порядка 1000 градусов по Цельсию, что резко понижает термическое КПД. Особенность двигателя Sabre в том, что позволяет применять атмосферный воздух вместо жидкого кислорода. Когда воздух проходит сквозь двигатель, он сжимается и разогревается, в это время он попадает в холодильник, который оснащен целой системой трубок, которые наполняются гелием эти трубки, гелий охлаждает воздух до необходимой температуры. У двигателя Sabre есть одна особенность. Он в состоянии работать в 2-х режимах: как реактивный двигатель и как ракетный двигатель. Устанавливаться он будет на самолете Skylon. Данная аппарат сможет разогнаться в атмосфере в 5 раз быстрее скорости звука и в 25 раз в открытом космическом пространстве.

Skylon готовиться как космический самолет, способный выводить спутники на низкую орбиту. При этом это будет очень выгодная технология. По словам Алана Бонда, являющегося основателем компании, суммы, которые требуются для запуска спутников и других похожих миссий, могут уменьшиться сразу на 95% в том случае, если будет налажено коммерческое производство двигателей Sabre.