«Гіперзвуковий двигун» ГППРД () — варіант прямоточного повітряно-реактивного двигуна (ППРД), який відрізняється від звичайного надзвуковим згорянням. На більших швидкостях задля збереження ефективності двигуна необхідно уникати гальмування повітря, що надходить, і спалювати паливо в надзвуковому повітряному потоці.
Опис гіперзвукового ППРД
Верхня межа швидкості гіперзвукового ППРД (ГППРД) без використання додаткового окислювача оцінюється у М=12—24. Дослідження у рамках проекту «X-30» фірми Роквел у 80-х роках XX-го століття встановили найбільше значення швидкості для роботи ГППРД, відповідне М=17 у зв'язку з забезпеченням умов для згоряння у двигуні. Для порівняння, найбільш швидкий пілотований літак з надзвуковим прямоточним повітряно-реактивним двигуном (НППРД) «SR-71» (, «Чорний дрізд») компанії Локхід досягає швидкості не вище М=3,4 через гальмування повітряного потоку у двигуні до дозвукової швидкості. Окрім того, тому що ГППРД використовує не окислювач, транспортуємий разом з апаратом, а атмосферне повітря, він має набагато більш високий показник ефективності двигуна — питомим імпульсом у порівнянні з будь-яким з наявних ракетних двигунів.
Як і надзвуковий ППРД, гіперзвуковий ППРД складається з повітропроводу зі звуженням, в якому поступаюче повітря зазнає стиснення завдяки високій швидкості апарата; камери згоряння, де відбувається спалювання палива; сопла, через яке відбувається вихід вихлопного газу зі швидкістю, більшою від швидкості повітря, що надходить, що й утворює тягу двигуна. Також, як і НППРД, ГППРД має мало рухомих частин або взагалі їх позбавлений. Зокрема, у ньому відсутня високошвидкісна турбіна, яка наявна у турбореактивному двигуні (ТРД) та є одною з найкоштовніших частин такого двигуна, будучи при цьому потенційним джерелом проблем під час використання.
Для роботи гіперзвуковому ППРД необхідний проходячий крізь нього надзвуковий повітряний потік, тому, також як й надзвуковий ППРД, цей тип двигуна має мінімальну швидкість, за якої він може функціонувати, приблизно дорівнювану М=7—8. Таким чином, апарату з ГППРД необхідний інший спосіб прискорення до швидкості, достатньої для роботи гіперзвукового двигуна. Гібридний надзвуковий/гіперзвуковий ППРД повинен мати ме́нше значення мінімальної робочої швидкості та деякі джерела вказують, що експериментальний гіперзвуковий літак «X-43» (Боїнг/НАСА) має саме такий двигун. останні випробування X-43 здійснювалися за допомогою ракетного прискорювача, який запускається з літака, який розганяв цей апарат до М=7,8.
Гіперзвукові апарати мають значні проблеми, пов'язані з їхньою вагою та складністю. Перспективність ГППРД активно обговорюється в основному з тієї причини, що багато з параметрів, які у кінцевому підсумку визначатимуть ефективність літака з таким двигуном, лишаються невизначеними. Це, зокрема, також пов'язано зі значними витратами на випробування таких апаратів. Такі добре фінансовані проекти, як X-30, були скасовані до створення експериментальних моделей. Для додаткової інформації див. також статтю «Гіперзвуковий літальний апарат».
Історія Починаючи з Другої Світової війни витрачалися значні зусилля на дослідження у галузі досягнення великих швидкостей реактивними літаками та ракетопланами. У 1947 році експериментальний ракетний літак «X-1» виробництва компанії Bell Aircraft здійснив свій перший у історії надзвуковий політ та вже близько 1960 року почали з'являтися пропозиції та проекти щодо польотів з гіперзвуковими швидкостями. За винятком проектів таких ракетопланів, як «X-15», навмисно спроектованих для досягнення великих швидкостей, швидкості реактивних літаків лишалися у межах М=1—3.
У 50-х та 60-х створювалися різні експериментальні гіперзвукові ППРД, які випробовувалися на землі. Стосовно до цивільного авіатранспорту, основною метою ГППРД вважалося в більшій мірі зниження експлуатаційних витрат, ніж скорочення часу перельотів. Оскільки надзвукові реактивні двигуни споживають значну кількість палива, авіалінії віддавали перевагу дозвуковим широкофюзеляжним літакам, а не (див. «Конкорд» та Ту-144). Прибутковість використання останніх була ледве помітна, а збитковість польотів Конкорду «Брітіш Эйрвейз» за час його експлуатації у середньому склала 40%надзвуковий літак «Конкорд»: ЧаВо (без врахування субсидування польотів державою). Однією з основних рис військових літаків є досягнення найбільшої маневреності та прихованості, що суперечить аеродинаміці гіперзвукового польоту. У період 1986—1993 р. у США була здійснена серйозна спроба створення одноступеневої космічної системи «X-30» (фірма Роквелл, проект NASP, ) на базі ГППРД, але вона зазнала невдачі. Тим не менш, концепція гіперзвукового польоту не пішла зі сцени та менш масштабні дослідження тривали протягом останніх двох десятиліть. Наприклад, 15 червня 2007 року Агенція передових оборонних дослідницьких проектів (DARPA, ) США та Міністерство Оборони (МО) Австралії повідомили про успішний гіперзвуковий політ зі швидкістю М=10 з використанням ракетного прискорювача для отримання потрібної швидкості на ракетному полігоні Ву́мера у центральній Австралії. У США Пентагон та НАСА сформували Національну Гіперзвукову Стратегію () з метою дослідити спектр можливостей гіперзвукового польоту. Інші країни, такі як Велика Британія, Австралія, Франція, Росія та Індія також мають свої програми досліджень. Також слід відзначити, що на 2009 рік не було здійснено жодного «робочого» апарата з гіперзвуковим ППРД, усі наявні та дослідницькі моделі створюються у рамках експериментів з їх дослідження.
В Росії розробкою подібних систем займається Центральний інститут авіаційного моторобудування імені П. І. Баранова, розташований у м. Москві та Литкаріно. У 1970-х роках почалися роботи зі створення ГППРД та гіперзвукової літаючої лабораторії (ГЛЛ) «Холод» на базі ракети ЗРК «С-200», на якій було проведено унікальне льотне випробування у Казахстані ГППРД на швидкості M=5,7. На даний час інститут веде роботи по перспективній ГЛЛ «Игла» («Исследовательский Гиперзвуковой летательный аппарат») «Холод-2» с НППРД.
Проблема ускладнюється обнародуванням, найчастіше лише частковим, раніше засекречених матеріалів щодо експериментів, які зберігаються у секреті, але за якими тим не менш робляться заяви про отримання працездатних варіантів двигуна. Окрім того виникають складності з підтвердженням достовірності таких повідомлень та, зокрема, факту надзвукового згоряння та отримання потрібної тяги. Таким чином, принаймні чотири групи, у які входять кілька країн та організацій, мають законі підґрунтя стверджувати, що були «першими».
Порівняльний опис ГППРД являє собою тип двигуна, призначений для роботи на великих швидкостях, які характерніші для ракет, ніж для літаків. Основна відмінність апарата з таким двигуном від ракети полягає у тому, що він не несе на собі окислювач для роботи двигуна, використовуючи з цією метою атмосферне повітря. Звичайні літаки з прямоточними повітряно-реактивними (ППРД), турбореактивними (ТРД), двоконтурними турбовентиляторними (ДТВД) та турбогвинтовими (ТВД) типами двигунів мають таку ж властивість використовувати атмосферне повітря, але їхнє застосування обмежене дозвуковими та надзвуковими швидкостями.
Турбінні двигуни ефективні для використання на дозвукових та надзвукових швидкостях, але швидко стають некорисними зі зростанням швидкості М>2. Це пояснюється тим, що потік повітря, який надходить у компресор двигуна, має більшу швидкість, а через його наступне гальмування починають зростати температура та аеродинамічний опір. Високі температури небажані, тому що вони можуть викликати розплавлення та руйнування двигуна та це також знижує його ефективність через більшу температуру суміші повітря та палива, яка потрапляє у камеру згоряння (див. закон Гесса). Зі зростанням швидкості доступна для використання енергія зменшується як квадрат швидкості у числах Маха. Найбільша робоча швидкість двигуна може бути збільшена шляхом охолодження потрапляючого у повітрозабірник газу та шляхом комбінування схеми з використанням форсажних камер та гібридних ТРД/ППРД.
Літаки з ППРД легше конструювати з тієї причини, що такий двигун спричиняє менший опір повітрю (тертя) та має менше частин, які повинні функціонувати при високій температурі. Завдяки меншому тертю ППРД може забезпечити більші швидкості, але через необхідність надходження великих об'ємів повітря у повітропровід без допомоги компресора, швидкість такого літака не може бути менше 600 км/г. З другого боку, схема роботи ППРД передбачає гальмування повітря, що надходить, до дозвукової швидкості для його стиснення, змішування з паливом та наступне спалювання. Цей процес призводить до зростання проблем разом зі зростанням швидкості апарата — ударна хвиля під час гальмування газу, який надходить із надзвуковою швидкістю, призводить до зростання тертя, яке, насамперед, стає неможливо компенсувати тягою двигуна. Також, як й у випадку з турбінними двигунами, цей процес супроводжується зростанням температури, що знижує ефект від спалення палива. Задля збереження продуктивності двигуна необхідно задіяти заходи зі зниження у ньому тертя та температури. У залежності від успішності таких конструкторских рішень, а також від типу використаного палива, верхня межа швидкості літака з НППРД складає М=4—8.
Найпростіший варіант гіперзвукового ППРД виглядає як пара воронок, які з'єднані одне з одним вузькими отворами. Перша воронка служить повітрозабірником, у найвущій частині відбувається стиснення повітря, додавання до нього палива та спалювання суміші, що ще більш підіймає температуру та тиск газу, а друга воронка утворює сопло, через яке відбувається розширення продуктів згоряння з утворенням тяги. Така схема дозволяє ГППРД виключити сильне тертя та низьку ефективність згоряння під час його використання на швидкостях М>8, що досягається шляхом збереження практично незмінної швидкості повітря, що проходить через увесь двигун. Оскільки у порівнянні з НППРД газ, що проходить у гіперзвуковому ППРД менш загальмовується, він менше розігрівається й згоряння відбувається більш ефективно з більшим виділенням корисної енергії (див. закон Гесса). Основна складність такої схеми полягає у тому, що паливо повинно бути змішаним та спаленим за вкрай короткий час та у тому, що будь-яка помилка у геометрії двигуна призведе до більшого тертя. Розташування ГППРД під тілом апарата призначено для конвертування сили тертя у підйомну силу та створення додаткової підйомної сили, використовуючи вихлоп двигуна. Це утворює підйомну силу під час гіперзвукового польоту та визначає зовнішній вигляд таких літаків.
Теорія Будь-який гіперзвуковий ППРД має інжектори палива, камеру згоряння, сопло та повітрозабірник, який стискує потік повітря, що приходить. Інколи у двигун також включають стабілізатор полум'я (), хоча температура гальмування потоку у області фокусування хвиль щільності достатньо висока для самодостатнього горіння. Інші двигуни використовують пірофорні добавки, такі як сілани, з метою обходу проблем зі стійкістю згоряння. Часто використовується ізолятор між повітрозабірником та камерою згоряння для подовження функціонування двигуна.
У випадку ГППРД кінетична енергія повітря, поступаючого у двигун, є великою у порівнянні з виділяємою енергією під час екзотермічній взаємодії палива та окислювача з повітря. При швидкості М=25 тепло, виділене під час згоряння палива, становить близько 10% від загальної ентальпії потоку. Поза залежністю від застосованого палива, кінетична енергія повітря та теоретична корисна енергія тепла від згоряння будуть дорівнювати одне одному приблизно при швидкості М=8. Таким чином, конструкція ГППРД переслідує насамперед мету зменшення тертя, а не збільшення тяги.