ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. Виды

Воздушно-реактивный двигатель — реактивный двигатель, принцип действия которого основан на сжигании жидкого или твердого горючего для создания силы тяги. Окислителем в реакции горения будет являться кислород из окружающего атмосферного воздуха. Для работы двигателя необходимо чтобы воздух был в сжатом состоянии, его сжатие происходит либо непосредственно в воздухозаборнике, либо в компрессоре. Первоначальная теория воздушно-реактивных двигателей разрабатывалась советским академиком Б. С. Стечкиным. В 1929 г. была опубликована его работа «Теория воздушно-реактивного двигателя».

Воздушно-реактивные двигатели применяются в авиации для приведения в движение вертолетов, самолетов, крылатых ракет. Все воздушно-реактивные двигатели можно разделить на 3 типа в зависимости от способа сжатия воздуха. Первый тип — прямоточный. Сжатие воздуха в таких двигателях происходит непосредственно в воздухозаборнике за счет кинетической энергии набегающего потока воздуха. Основным недостатком такого типа двигателей является прямая зависимость силы тяги, а соответственно, и скорости от потока воздуха. Но так как на скоростях ниже скорости звука давление воздуха незначительно, то для достижения необходимой рабочей скорости надо использовать различные ускорители. Преимущества же заключаются в следующем:

1) двигатель гораздо экономичнее в сравнении с ракетными двигателями, потому что окислителем служит кислород из окружающего воздушного пространства;

2) двигатель обладает преимуществом перед турбореактивным двигателем в максимальной высоте подъема и скорости передвижения;

3) двигатель конструктивно прост и не имеет движущихся элементов.

В настоящее время на стадии испытаний находится модернизированный прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Его планируется использовать при достижении гиперзвуковых скоростей. Основным преимуществом шперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя в сравнении с обычной модификацией будет являться сверхзвуковая скорость сгорания топлива.

В пульсирующем воздушно-реактивном двигателе топливо и воздух подаются с некоторой периодичностью. Конструктивно он отличается наличием входных клапанов в камере сгорания и длинного сопла цилиндрической формы. Подача рабочей смеси происходит через входные клапаны, после чего происходит поджиг смеси при помощи свечи зажигания, установленной в камере сгорания. Клапан закрывается в результате образования избыточного давления в камере сгорания. Наиболее известным аппаратом, использовавшим в своей конструкции пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, является немецкая ракета «Фау-1». В современной авиации практически не применяется из-за низкой экономичности по сравнению с газотурбинными двигателями. Используется для силовых установок самолетов-мишеней. Турбореактивный воздушно-реактивный двигатель в своей конструкции имеет компрессор, привод которого идет непосредственно от газовой турбины. Это дает необходимый коэффициент сжатия воздуха независимо от скорости полета, что является явным преимуществом в сравнении с прямоточными двигателями. Преимуществом является большая скорость истечения газов и создания в результате большой силы тяги.

Комбинированный воздушно-реактивный двигатель

Основные конструктивные особенности

Комбинированный воздушно-реактивный двигатель состоит из входного устройства, компрессора с приводом, камеры сгорания, выходного устройства и системы внутреннего воздушного охлаждения. Привод компрессора в нём выполнен в виде самостоятельного двигателя, установленного между входным устройством и компрессором , а система его внутреннего воздушного охлаждения содержит устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха, заборное и выпускное устройства. Устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха выполнено в виде прямого и обратного продольных воздуховодов, сообщающихся между собой в задней части двигателя. Заборное устройство соединено с прямым воздуховодом и установлено во входном устройстве двигателя, а выпускное устройство выполнено в виде окон, соединяющих обратный воздуховод с проточной частью двигателя перед входом в компрессор.

В качестве самостоятельного двигателя для привода компрессора использован турбороторный двигатель внутреннего сгорания.

Прямой воздуховод в системе внутреннего воздушного охлаждения может быть выполнен в виде сквозного канала внутри центрального вала двигателя, обратный же может быть образован внутренними полостями двигателя, сообщающимися между собой через окна в его неподвижных перегородках и вращающихся дисках компрессора, а заборное устройство может быть выполнено в виде вентилятора.

Рёбра, образующие окна во вращающихся дисках компрессора, могут быть развёрнуты под углом к их осям.

Выполнение привода компрессора в виде самостоятельного двигателя, установленного между входным устройством и компрессором, вместо газовой турбины исключает отбор значительной части энергии рабочих газов после камеры сгорания для обеспечения работы компрессора и устраняет основное препятствие, ограничивающее возможность повышения их давления и температуры в камере сгорания, что позволяет существенно повысить их значения на входе в реактивное сопло и увеличить за счёт этого удельную тягу двигателя.

Выполнение устройства подвода и отвода охлаждающего воздуха в виде прямого и обратного продольных воздуховодов, сообщающихся между собой в задней части двигателя, позволяет существенно увеличить площадь поверхностей обдуваемых воздухом деталей, а соединение заборного устройства с прямым воздуховодом, его размещение во входном устройстве двигателя и выполнение в виде вентилятора, разворот рёбер, образующих окна во вращающихся дисках компрессора, под углом к их осям – увеличить интенсивность движения охлаждающего воздуха, что, в целом, существенно повышает эффективность системы охлаждения, создаёт условия для дополнительного повышения температуры газов в камере сгорания и, соответственно, удельной тяги двигателя.

Выполнение выпускного устройства в виде окон, соединяющих обратный воздуховод с проточной частью двигателя перед входом в компрессор, обеспечивает возврат тепла, уносимого охлаждающим воздухом, в камеру сгорания, что способствует существенному повышению КПД двигателя.

Устройство и принцип работы

Устройство предлагаемого двигателя показано на Рисунке 1.

Комбинированный воздушно-реактивный двигатель состоит из входного устройства 1 , компрессора 2 с приводом, камеры сгорания 3 , выходного устройства 4 и системы его внутреннего воздушного охлаждения.

Привод компрессора 2 выполнен в виде самостоятельного турбороторного двигателя внутреннего сгорания 5 , установленного между входным устройством 1 и компрессором 2 .

Система внутреннего воздушного охлаждения указанного двигателя содержит устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха, заборное 6 и выпускное устройства.

Устройство подвода и отвода охлаждающего воздуха состоит из прямого и обратного продольных воздуховодов 7 и 8 соответственно. Заборное устройство 6 соединено с прямым воздуховодом 7 , установлено во входном устройстве 1 двигателя и выполнено в виде вентилятора, а выпускное устройство – в виде окон 9 , соединяющих обратный воздуховод 8 с проточной частью двигателя перед входом в компрессор 2 .

Прямой воздуховод 7 при этом выполнен в виде сквозного канала внутри центрального вала 10 двигателя, а обратный воздуховод 8 образован внутренними полостями, сообщающимися между собой через окна 11 , 12 в неподвижных перегородках двигателя и вращающихся дисках компрессора 2 .

Рёбра 13 , образующие окна 12 во вращающихся дисках компрессора 2 , развёрнуты под углом к их осям.

Двигатель работает следующим образом.

Наружный воздух через входное устройство 1 непрерывно поступает в компрессор 2 , где сжимается и подаётся в камеру сгорания 3 , куда одновременно непрерывно впрыскивается мелко распылённое жидкое топливо и происходит его сгорание при почти постоянном давлении. Образующиеся в результате сгорания топлива газообразные продукты поступают в выходное устройство 4 , где расширяются и с большой скоростью вытекают во внешнюю среду, создавая реактивную тягу двигателя.

Вращение компрессора 2 обеспечивается с помощью привода, выполненного в виде самостоятельного турбороторного двигателя внутреннего сгорания 5 , охлаждение которого осуществляется воздушным потоком, поступающим через входное устройство 1 .

Часть поступающего во входное устройство 1 воздуха захватывается заборным устройством 6 и по прямому воздуховоду 7 подаётся в заднюю часть двигателя, откуда по обратному воздуховоду 8 , обдувая внутренние поверхности охлаждаемых деталей двигателя, через окна 9 поступает в его проточную часть перед компрессором 2 .

Вентилятор заборного устройства 6 и рёбра 13 во вращающихся дисках компрессора 2 , установленные под углом к их осям, обеспечивают интенсивную прокачку охлаждающего воздуха через прямой 7 и обратный 8 воздуховоды.

Движение охлаждающего воздуха показано на Рисунке 1 стрелками.

Основные характеристики

Проведенные оценки показывают, что за счёт предлагаемых технических решений возможно обеспечить следующие характеристики воздушно-реактивного двигателя:

Список использованных источников

1. Патент РФ № 2446304 по кл. F 02 K 5/02, 2012 г.

Новому реактивному двигателю не нужно топливо

Китайские инженеры испытали опытный образец двигателя, работающего благодаря воздушной плазме, которой передается индукция В конструкции двигателя микроволны используются для нагрева воздуха до высокой температуры, после чего раскаленный воздух выходит под давлением и создает тягу.

Чтобы измерить силу тяги и давление струи плазмы при разных параметрах мощности микроволн и скорости потока воздуха, разработчики применили самодельный прибор. В результате эксперимента было продемонстрировано, что при одинаковом потреблении электроэнергии тяговая сила нового плазменного двигателя сопоставима с тягой обычных реактивных двигателей, использующих горючее топливо. Следовательно, такой двигатель, работающий без загрязняющих атмосферу выбросов углерода, может найти применение в электросамолетах. Сейчас в них применяют винтовые двигатели. Результаты этой работы зафиксированы в журнале AIP Advances.

Новый двигатель работает без выбросов углерода в атмосферу

Принцип работы обычного реактивного двигателя основан на законе сохранения импульса: масса воздуха выталкивается назад, поэтому рабочее тело с ускорением движется вперед. Традиционный воздушно-реактивный двигатель функционирует за счет сжигания топлива в кислороде воздуха под высоким давлением: смесь воздуха и топлива раскаляется и под давлением выталкивается из двигателя.

В электросамолетах горючее топливо не используется — здесь нужен другой вариант двигателя. В плазменных двигателях, которые разрабатывались для этой цели, тело ускоряется за счет давления плазмы, полученной при помощи ионизации воздуха электрическим разрядом. Проблема подобных двигателей заключалась в их габаритах: чтобы выдавать высокую тягу, двигатель должен быть очень громоздким.

Инженеры из Уханьского университета попробовали нагреть воздух микроволнами в конструкции, которая включает в себя кварцевую трубку, магнетрон (источник микроволн) мощностью 1 кВт при частоте волн 2,45 ГГц, циркулятор и плоский волновод. Микроволны, поступающие от магнетрона, в трубке греют воздух, который превращается в плазму и под высоким давлением выбрасывается наружу, генерируя тягу. Охлаждение циркулятора и магнетрона происходит за счет водяного контура конструкции.

Схема конструкции воздушно-реактивного двигателя. Изображение: Dan Ye, Jun Li, Jau Tang // AIP Advances

Чтобы оценить уровень давления горячей плазмы при температуре более 1000 °C, когда обычный прибор может быть поврежден, ученые разработали методику, основанную на использовании стального шарика с регулируемой массой. Давление определялось в соответствии с той массой, при которой шарик начинал греметь. На основе полученных данных разработчики высчитали тяговую силу и давление потока плазмы.

При мощности в 1 кВт тяга составляет 28 Н, и на площадь сечения 1 кв.м удельная тяга равна 24 кН. А эти показатели уже сопоставимы с современными керосиновыми двигателями, то есть новое устройство способно работать в самолетах.

В будущем тягу и эффективность разработки можно значительно повысить, если увеличится температура потока выходящей плазмы. Для этого потребуются материалы с хорошей термостойкостью.

Воздушно-реактивный двигатель — что это такое

Воздушно-реактивный двигатель (ВРД) — тепловой реактивный двигатель, рабочим телом которого является смесь атмосферного воздуха и продуктов сгорания топлива. При сгорании топлива рабочее тело нагревается и, расширяясь, истекает из двигателя с большой скоростью, создавая реактивную тягу.

ВРД используются, в основном, для приведения в движение аппаратов, предназначенных для полётов в атмосфере. ВРД разделены по способу предварительного сжатия воздуха, поступающего в камеры сгорания: на бескомпрессорные, в которых воздух сжимается только скоростным напором воздушного потока, и на компрессорные, в которых воздух сжимается компрессором.

Впервые этот термин в печатной публикации, по-видимому, был использован в 1929 г. Б. С. Стечкиным в журнале «Техника Воздушного Флота», где была помещена его статья «Теория воздушного реактивного двигателя» [ источник не указан 3560 дней ] . В английском языке этому термину наиболее точно отвечает словосочетание airbreathing jet engine.

Содержание

• 1 История
• 2 Общие принципы работы
  • 2.1 Термодинамика ВРД
  • 2.2 Реактивная тяга
    • 2.2.1 Полётный КПД
• 3 Прямоточный воздушно-реактивный двигатель
  • 3.1 Дозвуковые прямоточные двигатели
  • 3.2 Сверхзвуковые прямоточные двигатели
  • 3.3 Гиперзвуковой ПВРД
  • 3.4 Ядерный прямоточный двигатель
  • 3.5 Область применения
• 4 Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель
  • 4.1 Модификации пульсирующих двигателей
  • 4.2 Область применения
• 5 Турбореактивный двигатель
  • 5.1 Область применения
  • 5.2 Двухконтурный турбореактивный двигатель
  • 5.3 Дополнительные средства повышения эффективности ТРД и ТРДД
    • 5.3.1 Форсажная камера
  • 5.4 Регулируемые сопла
  • 5.5 Управление вектором тяги (УВТ) / Отклонение вектора тяги (ОВТ)
  • 5.6 Турбовентиляторный двигатель
  • 5.7 Турбовинтовой двигатель
  • 5.8 Турбовальный двигатель
  • 5.9 Винтовентиляторный двигатель
• 6 Сравнение ВРД разных типов с другими авиадвигателями
• 7 См. также
• 8 Литература
• 9 Ссылки
• 10 Примечания

Первый патент на газотурбинный двигатель был выдан англичанину Джону Барберу в 1791 году. [ источник не указан 3560 дней ] Первые проекты самолётов с воздушно-реактивным двигателем были созданы в 60-е годы XIX века П. Маффиотти (Испания), Ш. де Луврье (Франция) и Н. А. Телешовым (Россия) [1] . В 1913 году француз Рене Лорен получил патент на прямоточный воздушно-реактивный двигатель. [ источник не указан 3560 дней ]

Первым самолётом, поднявшимся в небо с турбореактивным двигателем (ТРД) HeS 3 конструкции фон Охайна, был He 178 [ источник не указан 3560 дней ] (фирма Хейнкель Германия), управляемый лётчиком-испытателем флюг-капитаном Эрихом Варзицем (27 августа 1939 года). Этот самолёт превосходил по скорости (700 км/ч) все поршневые истребители своего времени, максимальная скорость которых не превышала 650 км/ч, [ источник не указан 3560 дней ] но при этом был менее экономичен, и вследствие этого имел меньший радиус действия. К тому же у него были бо́льшие скорости взлёта и посадки, чем у поршневых самолётов, из-за чего ему требовалась более длинная взлётно-посадочная полоса с качественным покрытием.

Впервые в СССР проект реального истребителя с ВРД разработанным А. М. Люлькой, в марте 1943 года предложил начальник ОКБ-301 М. И. Гудков. Самолёт назывался Гу-ВРД [2] . Проект был отвергнут экспертами, главным образом, в связи с неверием в актуальность и преимущества ВРД в сравнении с поршневыми авиадвигателями.

С августа 1944 года в Германии началось серийное производство реактивного истребителя-бомбардировщика Мессершмитт Me.262, оборудованного двумя турбореактивными двигателями Jumo-004 производства фирмы Юнкерс. А с ноября 1944 года начал выпускаться ещё и первый реактивный бомбардировщик Arado Ar 234 Blitz с теми же двигателями. Единственным реактивным самолётом союзников по антигитлеровской коалиции, формально принимавшим участие во Второй мировой войне, был «Глостер Метеор» (Великобритания) с ТРД Rolls-Royce Derwent 8 конструкции Ф. Уиттла (серийное производство которого началось даже раньше, чем немецких). [ источник не указан 3560 дней ]

В послевоенные годы реактивное двигателестроение открыло новые возможности в авиации: полёты на скоростях, превышающих скорость звука, и создание самолётов с грузоподъёмностью, многократно превышающей грузоподъёмность поршневых самолётов.

Первым серийным реактивным самолётом СССР был истребитель Як-15 (1946 г.), разработанный в сжатые сроки на базе планера Як-3 и адаптации трофейного двигателя Jumo-004, выполненной в моторостроительном КБ В. Я. Климова под обозначением РД-10 [3] .

В 1947 г. прошёл государственные испытания первый советский турбореактивный двигатель ТР-1, [4] разработанный в КБ А. М. Люльки (ныне филиал УМПО).

Первым реактивным пассажирским авиалайнером СССР стал Ту-104 (1955 г), оборудованный двумя турбореактивными двигателями РД-3М-500 (АМ-3М-500), разработанными в КБ А. А. Микулина.

Запатентованный ещё в 1913 г, прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привлекал конструкторов простотой своего устройства, но главное — своей потенциальной способностью работать на сверхзвуковых скоростях и в самых высоких, наиболее разреженных слоях атмосферы, то есть в условиях, в которых ВРД других типов неработоспособны или малоэффективны. В 1930-е годы с этим типом двигателей проводились эксперименты в США (Уильям Эвери), в СССР (Ф. А. Цандер, Б. С. Стечкин, Ю. А. Победоносцев).

В 1937 году французский конструктор Рене Ледюк получил заказ от правительства Франции на разработку экспериментального самолёта с ПВРД. Эта работа была прервана войной и возобновилась после её окончания. 19 ноября 1946 года состоялся первый в истории полёт аппарата с маршевым ПВРД [5] . Далее в течение десяти лет было изготовлено и испытано ещё несколько экспериментальных аппаратов этой серии, в том числе, пилотируемые [6] [ неавторитетный источник? ] . а в 1957 году правительство Франции отказалось от продолжения этих работ — бурно развивавшееся в то время направление ТРД представлялось более перспективным.

В СССР с 1954 по 1960 гг в ОКБ-301 под руководством С.А.Лавочкина [7] , разрабатывалась крылатая ракета «Буря», предназначавшаяся для доставки ядерных зарядов [8] на межконтинентальные расстояния, и использовавшая в качестве маршевого двигателя ПВРД . В 1957 году на вооружение уже поступила МБР Р-7, имевшая то же назначение, разработанная под руководством С. П. Королёва. Это ставило под сомнение целесообразность дальнейшей разработки «Бури». Из числа более современных отечественных разработок можно упомянуть противокорабельные крылатые ракеты с маршевыми ПВРД : П-800 Оникс, П-270 Москит.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) был изобретён в XIX веке шведским изобретателем Мартином Вибергом. [ источник не указан 3560 дней ] Наиболее известным летательным аппаратом (и единственным серийным) c ПуВРД Argus As-014 производства фирмы Argus-Werken, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1. После войны исследования в области пульсирующих воздушно-реактивных двигателей продолжились во Франции (компания SNECMA) и в США (Pratt & Whitney, General Electric), кроме того, благодаря простоте и дешевизне, маленькие двигатели этого типа стали очень популярны среди авиамоделистов, и в любительской авиации, и появились коммерческие фирмы, производящие на продажу для этих целей ПуВРД и клапаны к ним (быстроизнашивающаяся запчасть). [9]

Термодинамика ВРД Править

ВРД — тепловой двигатель. Термодинамика процесса превращения тепла в работу для ПВРД и ТРД описывается циклом Брайтона, а для ПуВРД — циклом Хамфри. В обоих случаях полезная работа, за счёт которой формируется реактивная струя, выполняется в ходе адиабатического расширения рабочего тела в сопле до уравнивания его статического давления с забортным, атмосферным. Таким образом, для ВРД обязательно условие: давление рабочего тела перед началом фазы расширения должно превышать атмосферное, и чем больше — тем больше полезная работа термодинамического цикла, и выше КПД двигателя. Но в окружающей среде, из которой забирается рабочее тело, оно находится при атмосферном давлении. Следовательно, чтобы ВРД мог работать, необходимо тем или иным способом повысить давление рабочего тела в двигателе по отношению к атмосферному.

Основные типы ВРД (прямоточный, пульсирующий и турбореактивный) различаются, в первую очередь, техническим способом, которым достигается необходимое повышение давления, и который предопределяет устройство двигателя данного типа.

Важнейшим техническим параметром ВРД любого типа является степень полного повышения давления — отношение давления в камере сгорания двигателя к статическому забортному давлению воздуха. От этого параметра зависит термический КПД воздушно-реактивного двигателя (см. Цикл Брайтона и Цикл Хамфри).

Реактивная тяга Править

ВРД — реактивный двигатель, развивающий тягу за счёт реактивной струи рабочего тела, истекающего из сопла двигателя. С этой точки зрения ВРД подобен ракетному двигателю (РД), но отличается от последнего тем, что большую часть рабочего тела он забирает из окружающей среды — атмосферы, в том числе и кислород, используемый в ВРД в качестве окислителя. Благодаря этому ВРД обладает преимуществом в сравнении с ракетным двигателем при полётах в атмосфере. Если летательный аппарат, оборудованный ракетным двигателем должен транспортировать как горючее, так и окислитель, масса которого больше массы горючего в 2-8 раз, в зависимости от вида горючего, то аппарат, оснащённый ВРД должен иметь на борту только запас горючего, и при одной и той же массе топлива аппарат с ВРД обладает энергетическим ресурсом в несколько раз большим, чем ракета с РД.

Рабочее тело ВРД на выходе из сопла представляет собой смесь продуктов сгорания горючего с оставшимися после выгорания кислорода фракциями воздуха. Если для полного окисления 1 кг керосина (обычного горючего для ВРД) требуется около 3,4 кг чистого кислорода, то, учитывая, что атмосферный воздух содержит лишь 23 % кислорода по массе, для полного окисления этого горючего требуется 14,8 кг воздуха, и, следовательно, рабочее тело, как минимум, на 94 % своей массы состоит из исходного атмосферного воздуха. На практике в ВРД, как правило, имеет место избыток расхода воздуха (иногда — в несколько раз, по сравнению с минимально необходимым для полного окисления горючего), например, в турбореактивных двигателях массовый расход горючего составляет 1 % — 2 % от расхода воздуха. [10] Это позволяет при анализе работы ВРД, во многих случаях, без большого ущерба для точности, считать рабочее тело ВРД, как на выходе, так и на входе, одним и тем же веществом — атмосферным воздухом, а расход рабочего тела через любое сечение проточной части двигателя — одинаковым.

Динамику ВРД можно представить следующим образом: рабочее тело, поступает в двигатель со скоростью полёта, а покидает его со скоростью истечения реактивной струи из сопла. Из баланса импульса, получается простое выражение для реактивной тяги ВРД: [10]

Скорость истечения газа из сопла теплового реактивного двигателя зависит от химического состава рабочего тела, его абсолютной температуры на входе в сопло, и от степени расширения рабочего тела в сопле двигателя (отношения давления на входе в сопло к давлению на его срезе).

Химический состав рабочего тела для всех ВРД можно считать одинаковым, что же касается температуры, и степени расширения, которые достигаются рабочим телом в процессе работы двигателя — имеют место большие различия для разных типов ВРД и разных образцов ВРД одного типа.

С учётом вышесказанного можно сформулировать и главные недостатки ВРД в сравнении с РД:

• ВРД работоспособен только в атмосфере, а РД — в любой среде и в пустоте.
• ВРД эффективен только до некоторой, специфической для данного двигателя, предельной скорости полёта, а тяга РД не зависит от скорости полёта.
• Воздух поступает в ВРД через входное устройство, и в основном режиме его работы ось входного устройства совпадает с вектором скорости полёта. При маневрировании летательного аппарата происходит отклонение оси входного устройства от вектора скорости полёта, и при больших значениях угла атаки и/или угла скольжения условия поступления воздуха в двигатель существенно изменяются, что может привести к срыву его стабильной работы (см. помпаж). Для РД этой проблемы не существует.
• ВРД значительно уступает ракетному двигателю в удельной тяге по весу — отношении тяги двигателя к его весу на Земле. Например, для ТРД АЛ-31ФП этот показатель равен 8.22, а для ЖРДНК-33 — 128. Это означает, что при одной и той же тяге ракетный двигатель в несколько раз (иногда, более чем в десять раз) легче ВРД. Благодаря этому РД успешно конкурируют с ВРД в нише скоростных крылатых ракет относительно небольшого радиуса действия — ЗУР, воздух-воздух, воздух-поверхность, для которых необходимость иметь на борту запас окислителя компенсируется меньшей массой двигателя.

Полётный КПД Править

Для любого моторного летательного аппарата лишь часть механической энергии, выработанной двигателем, расходуется на приведение аппарата в движение, т.е. на его ускорение, преодоление силы лобового сопротивления, а при наборе высоты — гравитации. Остальная часть, являющаяся энергетической потерей, преобразуется в кинетическую энергию остаточного движения реактивной струи относительно условно-неподвижной внешней среды (для ВРД — атмосферы).

Эффективность ВРД как движителя определяет полётный или тяговый КПД — относительная доля механической энергии выработанной двигателем, затраченная на приведение аппарата в движение, выражается формулой:

Т.е. это соотношение скорости полёта и среднего арифметического скоростей полёта и реактивной струи. Сравнивая формулы (1) и (2) можно прийти к выводу, что чем выше разница между скоростью истечения газов из сопла и скоростью полёта, тем выше тяга двигателя и тем ниже полётный КПД. При равенстве скоростей полёта и истечения газов из сопла полётный КПД будет равен 1, то есть 100 %, но тяга двигателя будет равна 0. По этой причине проектирование ВРД является компромиссом между создаваемой им тягой и его полётным КПД.

Поиски приемлемого компромисса привели к созданию двухконтурных турбореактивных, турбовентиляторных и турбовинтовых двигателей, которые в настоящее время являются наиболее распространёнными двигателями самолётов, как скоростных, боевых, так и экономных, пассажирских и транспортных (см. Двухконтурный турбореактивный двигатель).