ИМПУЛЬСНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ. Предлагаю на суд читателей журнала "САМИЗДАТ" еще один возможный двигатель для космических аппаратов, успешно похороненный ВНИИГПЭ в конце 1980 года. Речь идёт о заявке N 2867253/06 на "СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ИМПУЛЬСНОЙ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ ПРИ ПОМОЩИ УДАРНЫХ ВОЛН". Изобретатели разных стран предлагали целый ряд способов для создания реактивных двигателей с импульсной реактивной тягой. В камерах сгорания и у буферных плит этих двигателей детонационно предлагалось сжигать разные виды топлива, вплоть до взрывов атомных бомб. Моё предложение позволяло создать, своего рода двигатель внутреннего сгорания с максимально возможным использованием кинетической энергии рабочего тела. Конечно, выхлопные газы предлагаемого двигателя мало походили бы на выхлоп автомобильного мотора. Не походили бы они и на мощные струи пламени, бьющие из сопел современных ракет. Чтобы читатель мог получить представление о предложенном мной способе получения импульсной реактивной тяги, и о отчаянной борьбе автора за своё, так и не рождённое детище, ниже приводится почти дословное описание и формула заявки, (но, увы, без чертежей), а также одно из возражений заявителя на очередное отказное решение ВНИИГПЭ. Мною даже это краткое описание, несмотря на то, что прошло уже около 30 лет, воспринимается, как детектив, в котором убийца-ВНИИГПЭ хладнокровно расправляется с еще не рождённым ребёнком.

СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ИМПУЛЬСНОЙ РЕАКИВНОЙ ТЯГИ

ПРИ ПОМОЩИ УДАРНЫХ ВОЛН. Изобретение относится к области реактивного двигателестроения и может быть использовано в космической, ракетной и авиационной технике. Известен способ получения постоянной или пульсирующей реактивной тяги путём преобразование различных видов энергии в кинетическую энергию движения непрерывной или пульсирующей струи рабочего тела, которое выбрасывают в окружающую среду в направлении противоположном направлению получаемой реактивной тяги. Для этого широко применяют химические источники энергии, одновременно являющиеся и рабочим телом. В этом случае преобразование источника энергии в кинетическую энергию движения непрерывной или пульсирующей струи рабочего тела в одной или нескольких камерах сгорания с критическим (уменьшенным) выходным отверстием, переходящим в расширяющееся коническое или профилированное сопло (смотри, например, В.Е. Алемасов: "Теория ракетных двигателей", стр. 32; М.В. Добровольский: "Жидкостные ракетные двигатели", стр. 5; В. Ф. Разумеев, Б. К. Ковалёв: "Основы проектирования ракет на твёрдом топливе", стр. 13). Наиболее распространённой характеристикой, отражающей экономичность получения реактивной тяги, служит удельная тяга, которую получают отношением тяги к секундному расходу топлива (смотри, например, В.Е. Алемасов: "Теория ракетных двигателей", стр. 40). Чем выше удельная тяга, тем меньше требуется топлива для получения одной и той же тяги. В реактивных двигателях, использующих известный способ получения реактивной тяги с применением жидких топлив, данная величина достигает значения более 3000 нхсек/кг, а с применением твёрдых топлив -- не превышает 2800 нхсек/кг (смотри М. В. Добровольский: "Жидкостные ракетные двигатели, стр.257; В. Ф. Разумеев, Б.К. Ковалёв: "Основы проектирования баллистических ракет на твёрдом топливе", стр. 55, таблица 33). Существующий способ получения реактивной тяги неэкономичен. Стартовая масса современных ракет, как космических, так и баллистических на 90% и более состоит из массы топлива. Поэтому любые способы получения реактивной тяги, увеличивающие удельную тягу, заслуживают внимания. Известен способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн путём последовательных взрывов непосредственно в камере сгорания или около специальной буферной плиты. Способ с применением буферной плиты реализован, например, в США в экспериментальном устройстве, которое летало за счёт энергии ударных волн, получаемых при последовательных взрывах зарядов тринитротолуола. Устройство было разработано для экспериментальной проверки проекта "Орион". Указанный выше способ получения импульсной реактивной тяги не получил распространения, так как он оказался не экономичным. Усреднённая удельная тяга, согласно литературному источнику, не превышала 1100 нхсек/кг. Это объясняется тем, что более половина энергии взрывчатого вещества в данном случае сразу уходит вместе с ударными волнами, не участвуя в получении импульсной реактивной тяги. Кроме того, значительная часть энергии ударных волн, бьющих по буферной плите, тратилась на разрушение и на испарение аблирующего покрытия, пары которого предполагалось использовать в качестве дополнительного рабочего тела. К тому же буферная плита значительно уступает камерам сгорания с критическим сечением и с расширяющимся соплом. В случае создания ударных волн непосредственно в таких камерах, образуется пульсирующая тяга, принцип получения которой не отличается от принципа получения известной постоянной реактивной тяги. Кроме того, прямое воздействие ударных волн на стенки камеры сгорания или на буферную плиту требует их чрезмерного усиления и специальной защиты. (Смотри "Знание" N 6, 1976 год, стр. 49, серия космонавтика и астрономия). Целью данного изобретения является устранение указанных недостатков путём более полного использования энергии ударных волн и значительного уменьшения ударных нагрузок на стенки камеры сгорания. Поставленная цель достигается тем, что преобразование источника энергии и рабочего тела в последовательные ударные волны происходит в небольших детонационных камерах. Затем ударные волны продуктов горения тангенциально подаются в вихревую камеру вблизи от торцевой (передней) стенки и закручиваются с большой скоростью внутренней цилиндрической стенкой относительно оси этой камеры. Возникающие при этом колоссальные центробежные силы, усиливают сжатие ударной волны продуктов горения. Суммарное давление этих мощных сил передаётся и на торцевую (переднюю) стенку вихревой камеры. Под воздействием этого суммарного давления ударная волна продуктов горения разворачивается и по винтовой линии, с увеличивающимся шагом, устремляется в сторону сопла. Всё это повторяется при вводе в вихревую камеру каждой очередной ударной волны. Так образуется основная составляющая импульсной тяги. Для еще большего увеличения суммарного давления, образующего основную составляющую импульсной тяги, тангенциальный ввод ударной волны в вихревую камеру вводят под некоторым углом к её торцевой (передней) стенке. С целью получения дополнительной составляющей импульсной тяги в профилированном сопле также используют давление ударной волны продуктов сгорания, усиленное центробежными силами раскрутки. С целью более полного использования кинетической энергии раскрутки ударных волн, а также для устранения крутящего момента вихревой камеры относительно её оси, появляющегося в результате тангенциальной подачи, раскрученные ударные волны продуктов горения перед выходом из сопла подают на профилированные лопатки, которые направляют их по прямой линии вдоль оси вихревой камеры и сопла. Предлагаемый способ получения импульсной реактивной тяги при помощи закрученных ударных волн и центробежных сил раскрутки был проверен в предварительных экспериментах. В качестве рабочего тела в этих экспериментах служили ударные волны пороховых газов, получаемых при детонации 5 -- 6 г дымного промыслового пороха N 3. Порох помещался в трубке, заглушенной с одного конца. Внутренний диаметр трубки был 13 мм. Своим открытым концом она ввёртывалась в тангенциальное резьбовое отверстие в цилиндрической стенке вихревой камеры. Внутренняя полость вихревой камеры имела диаметр 60 мм и высоту 40 мм. На открытый торец вихревой камеры поочерёдно насаживались сменные сопловые насадки: коническая сужающаяся, коническая расширяющаяся и цилиндрическая с внутренним диаметром равным внутреннему диаметру вихревой камеры. Сопловые насадки были без профилированных лопаток на выходе. Вихревая камера, с одной из перечисленных выше сопловых насадок, устанавливалась на специальном динамометре сопловой насадкой вверх. Пределы измерения динамометра от 2 до 200 кг. Так как реактивный импульс был очень краток (около 0,001 сек), то фиксировался не сам реактивный импульс, а сила толчка от получившей движение суммарной массы вихревой камеры, сопловой насадки и подвижной части конструкции самого динамометра. Эта суммарная масса составляла около 5 кг. В зарядную трубку, выполнявшую в нашем эксперименте роль детонационной камеры, набивалось около 27 г пороха. После поджигания пороха с открытого конца трубки (со стороны внутренней полости вихревой камеры) сначала происходил равномерный спокойный процесс горения. Пороховые газы, тангенциально поступая во внутреннюю полость вихревой камеры, закручивались в ней и, вращаясь, со свистом выходили вверх через сопловую насадку. В этот момент динамометр не фиксировал никаких толчков, но пороховые газы, вращаясь с большой скоростью, воздействием центробежных сил давили на внутреннюю цилиндрическую стенку вихревой камеры и перекрывали себе вход в неё. В трубке, где продолжался процесс горения, возникали стоячие волны давления. Когда пороха в трубке оставалось не более 0,2 от первоначального количества, то есть 5 --6 г, происходила его детонация. Возникающая при этом ударная волна, через тангенциальное отверстие, преодолевая центробежное давление первичных пороховых газов, врывалась во внутреннюю полость вихревой камеры, закручивалась в ней, отражалась от передней стенки и, продолжая вращаться, по винтовой траектории с увеличивающимся шагом устремлялась в сопловую насадку, откуда вылетала наружу с резким и сильным звуком, подобным пушечному выстрелу. В момент отражения ударной волны от передней стенки вихревой камеры пружина динамометра фиксировала толчок, наибольшая величина которого (50 --60 кг) была при применении сопловой насадки с расширяющимся конусом. При контрольных сжиганиях 27 г пороха в зарядной трубке без вихревой камеры, а также в вихревой камере без зарядной трубки (тангенциальное отверстие заглушалось) с цилиндрической и с конической расширяющейся сопловой насадкой, ударная волна не возникала, так как в этот момент постоянная реактивная тяга была меньше предела чувствительности динамометра, и он её не фиксировал. При сжигании этого же количества пороха в вихревой камере с конической сужающейся сопловой насадкой (сужение 4: 1) фиксировалась постоянная реактивная тяга 8 --10 кг. Предлагаемый способ получения импульсной реактивной тяги, даже в описанном выше предварительном эксперименте, (с неэффективным промысловым порохом в качестве топлива, без профилированного сопла и без направляющих лопаток на выходе) позволяет получить усреднённую удельную тягу около 3300 нхсек/кг, что превышает значение данного параметра у лучших ракетных двигателей, работающих на жидком топливе. При сравнении же с приведённым прототипом предлагаемый способ позволяет также значительно уменьшить вес камеры сгорания и сопла, а, следовательно, и вес всего реактивного двигателя. Для полного и более точного выявления всех преимуществ предлагаемого способа получения импульсной реактивной тяги необходимо уточнение оптимальных соотношений между размерами камер детонации и вихревой камеры, необходимо уточнение оптимального угла между направлением тангенциальной подачи и передней стенкой вихревой камеры и т. д., то есть, необходимы дальнейшие эксперименты с выделением соответствующих средств и с привлечением разных специалистов. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ. 1. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн, включающий применение вихревой камеры с расширяющимся профилированным соплом, преобразование источника энергии в кинетическую энергию движения рабочего тела, тангенциальную подачу рабочего тела в вихревую камеру, выброс рабочего тела в окружающую среду в направлении обратном направлению получаемой реактивной тяги, отличающийся тем, что с целью более полного использования энергии ударных волн, преобразование источника энергии и рабочего тела в последовательные ударные волны производят в одной или нескольких детонационных камерах, затем ударные волны посредством тангенциальной подачи закручивают в вихревой камере относительно её оси, отражают в закрученном виде от передней стенки и образуют тем самым импульсный перепад давления между передней стенкой камеры и соплом, который создаёт основную составляющую импульсной реактивной тяги в предлагаемом способе и направляет ударные волны по винтовой траектории с увеличивающимся шагом в сторону сопла. 2. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн по п. 1 отличающийся тем, что с целью увеличения импульсного перепада давления между передней стенкой вихревой камеры и соплом, тангенциальную подачу ударных волн производят под некоторым углом в сторону передней стенки. 3. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн по п. 1 отличающийся тем, что для получения дополнительной импульсной реактивной тяги, в вихревой камере и в расширяющемся профилированном сопле используют давление центробежных сил, возникающих от раскрутки ударных волн. 4. Способ получения импульсной реактивной тяги при помощи ударных волн по п. 1 отличающийся тем, что с целью полного использования кинетической энергии раскрутки ударных волн для получения дополнительной импульсной реактивной тяги, а также устранения крутящего момента вихревой камеры относительно её оси, возникающего при тангенциальной подаче, раскрученные ударные волны перед выходом из сопла подают на профилированные лопатки, которые направляют их по прямой линии вдоль общей оси вихревой камеры и сопла. В государственный комитет СССР по делам изобретений и открытий, ВНИИГПЭ. ВОЗРАЖЕНИЕ НА ОТКАЗНОЕ РЕШЕНИЕ ОТ 16.10.80 ПО ЗАЯВКЕ N 2867253/06 НА "СПОСОБ ПОЛУЧЕНИЯ ИМПУЛЬСНОЙ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ ПРИ ПОМОЩИ УДАРНЫХ ВОЛН". Изучив отказное решение от 16.10.80, заявитель пришёл к выводу, что экспертиза мотивирует свой отказ о выдаче авторского свидетельства на предлагаемый способ получения реактивной тяги отсутствием новизны (противопоставляется патент Великобритании N 296108, кл. F 11,1972), отсутствием расчёта тяги, отсутствием положительного эффекта по сравнению с известным способом получения реактивной тяги из-за возрастание потерь на трение при развороте рабочего тела и из-за снижения энергетических характеристик двигателя в результате применения твёрдого топлива. На вышеизложенное заявитель считает необходимым ответить следующее: 1. На отсутствие новизны экспертиза ссылается впервые и противоречит сама себе, так как в этом же отказном решении отмечается, что предложенный способ отличается от известных тем, что ударные волны закручиваются вдоль оси вихревой камеры.... На абсолютную же новизну заявитель и не претендует, что доказывается приведённым в заявке прототипом. (Смотри второй лист заявки). В противопоставленном британском патенте N 296108, кл. F 11, 1972, судя по приведённым данным самой экспертизы, продукты горения выбрасываются из камеры сгорания через сопло по прямому каналу, то есть закрутка ударных волн отсутствует. Следовательно, в указанном британском патенте способ получения реактивной тяги в принципе ничем не отличается от известного способа получения постоянной тяги и не может противопоставляться предлагаемому способу. 2. Экспертиза утверждает, что величину тяги в предлагаемом способе можно рассчитывать и ссылается при этом на книгу Г. Н. Абрамовича "Прикладная газовая динамика", Москва, Наука, 1969, стр. 109 -- 136. В указанном разделе прикладной газовой динамики даются методы расчёта прямых и косых скачков уплотнения во фронте ударной волны. Прямыми скачки уплотнения называются, если их фронт составляет прямой угол с направлением распространения. Если же фронт скачка уплотнения располагается под некоторым углом "а" к направлению распространения, то такие скачки называются косыми. Пересекая фронт косого скачка уплотнения, газовый поток меняет своё направление на некоторый угол "w". Величины углов "а" и "w" зависят в основном от числа Маха "М" и от формы обтекаемого тела (например, от величины угла клиновидного крыла самолёта), то есть "a" и "w" в каждом конкретном случае являются величинами постоянными. В предлагаемом способе получения реактивной тяги скачки уплотнения во фронте ударной волны, особенно в начальный период её пребывания в вихревой камере, когда воздействием на переднюю стенку создаётся импульс реактивной силы, являются переменными косыми скачками. То есть фронт ударной волны и газовые потоки в момент создания реактивного импульса тяги непрерывно меняют свои углы "a" и "w" по отношению и к цилиндрической, и к передней стенкам вихревой камеры. Кроме того, картина усложняется наличием мощных центробежных сил давления, которые в начальный момент воздействуют и на цилиндрическую, и на переднюю стенки. Следовательно, указанный экспертизой метод расчёта не годится для расчёта сил импульсной реактивной тяги в предлагаемом способе. Не исключено, что метод расчёта скачков уплотнения, приведённый в прикладной газовой динамике Г. Н. Абрамовича, послужит отправной базой для создания теории расчёта импульсных сил в предлагаемом способе, но, согласно положению об изобретениях, в обязанности заявителя разработка подобных теорий пока еще не входит, как не входит в обязанности заявителя и постройка действующего двигателя. 3. Утверждая о сравнительной неэффективности предлагаемого способа получения реактивной тяги, экспертиза игнорирует результаты, полученные заявителем в его предварительных экспериментах, а ведь данные результаты были получены с таким неэффективным топливом, как промысловый порох (смотри пятый лист заявки). Говоря о больших потерях на трение и на разворот рабочего тела экспертиза упускает из виду, что основная составляющая импульсной реактивной тяги в предлагаемом способе возникает почти сразу в тот момент, когда ударная волна врывается в вихревую камеру, потому что входное тангенциальное отверстие расположено около её передней стенки (смотри в заявке фиг. 2), то есть в этот момент время движения и путь скачков уплотнения сравнительно невелики. Следовательно, и потери на трение в предлагаемом способе не могут быть большими. Говоря же о потерях на разворот, экспертиза упускает из виду, что именно при развороте ударной волны, как относительно цилиндрической стенки, так и относительно передней стенки в направлении оси вихревой камеры появляются мощные центробежные силы, которые, суммируясь с давлением в скачках уплотнения, и создают тягу в предлагаемом способе. 4. Необходимо также отметить, что ни в формуле заявки, ни в её описании заявитель не ограничивает получение импульсной реактивной тяги только за счёт твёрдых топлив. Твёрдое топливо (порох) заявитель использовал только при проведении своих предварительных экспериментов. На основании всего вышеизложенного заявитель просит ВНИИГПЭ еще раз пересмотреть своё решение и направить материалы заявки на заключение в соответствующую организацию с предложение провести проверочные эксперименты и только после этого решать, принимать или отклонять предложенный способ получения импульсной реактивной тяги. ВНИМАНИЕ! Автор всем желающим за отдельную плату вышлет по электронной почте фотографии испытаний, описанной выше, экспериментальной установки импульсного реактивного двигателя. Заказ следует сделать по адресу: e-mail: [email protected]. При этом не забудьте сообщить свой электронный адрес. Фотографии будут высланы на ваш электронный адрес сразу, как только вы почтовым переводом вышлите 100 рублей Матвееву Николаю Ивановичу на Рыбинское отделение Сбербанка России N 1576, Сбербанка России АО N 1576/090, на лицевой счёт N 42306810477191417033/34. МАТВЕЕВ, 19.11.80

Причиной написания статьи стало огромное внимание к маленькому двигателю, который появился совсем недавно в ассортименте Паркфлаера. Но мало, кто задумывался, что у этого двигателя более чем 150-и летняя история:

Многие полагают, что пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД) пявился в Германии в период Второй мировой войны, и применялся на самолетах-снарядах V-1 (Фау-1), но это не совсем так. Конечно, немецкая крылатая ракета стала единственным серийным летательным аппаратом с ПуВРД, но сам двигатель был изобретен на 80 (!) лет раньше и совсем не в Германии.
Патенты на пульсирующий воздушно-реактивный двигатель были получены (независимо друг от друга) в 60-х годах XIX века Шарлем де Луврье (Франция) и Николаем Афанасьевичем Телешовым (Россия).

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (англ. Pulse jet), как следует из его названия, работает в режиме пульсации, его тяга развивается не непрерывно, как у ПВРД (прямоточный воздушно реактивный двигатель) или ТРД (турбореактивный двигатель), а в виде серии импульсов.

Воздух, проходя через конфузорную часть, увеличивает свою скорость, вследствие чего давление на этом участке падает. Под действием пониженного давления из трубки 8 начинает подсасываться топливо, которое затем подхватывается струей воздуха, рассеивается ею на более мелкие частички. Образовавшаяся смесь, проходя диффузорную часть головки, несколько поджимается за счет уменьшения скорости движения и в окончательно перемешанном виде через входные отверстия клапанной решетки поступает в камеру сгорания.
Первоначально топливно-воздушная смесь, заполнившая объем камеры сгорания, воспламеняется с помощью свечи, в крайнем случае, с помощью открытого пламени, подводимого к обрезу выхлопной трубы. Когда двигатель выйдет на рабочий режим, вновь поступающая в камеру сгорания топливно-воздушиая смесь воспламеняется не от постороннего источника, а от горячих газов. Таким образом, свеча необходима лишь на этапе запуска двигателя, в качестве катализатора.
Образовавшиеся в процессе сгорания топливно-воздушной смеси газы резко повышают, и пластинчатые клапаны решетки закрываются, а газы устремляются в открытую часть камеры сгорания в сторону выхлопной трубы. Таким образом, в трубе двигателя, в процессе его работы происходит колебание газового столба: в период повышенного давления в камере сгорания газы движутся в сторону выхода, в период пониженного давления — в сторону камеры сгорания. И чем интенсивнее колебания газового столба в рабочей трубе, тем большую тягу развивает двигатель за один цикл.

ПуВРД имеет следующие основные элементы : входной участок а — в , заканчивающийся клапанной решеткой, состоящей из диска 6 и клапанов 7 ; камеру сгорания 2 , участок в — г ; реактивное сопло 3 , участок г — д , выхлопную трубу 4 , участок д — е .
Входной канал головки имеет конфузорный а — б и диффузорный б — в участки. В начале диффузорного участка устанавливается топливная трубка 8 с регулировочной иглой 5 .

И снова вернемся к истории. Немецкие конструкторы, ещё накануне Второй мировой войны проводившие широкий поиск альтернатив поршневым двигателям, не обошли вниманием и это изобретение, долгое время остававшееся невостребованным. Наиболее известным летательным аппаратом как я уже говорил, явился немецкий самолёт-снаряд Фау-1.

Главный конструктор Фау-1 Роберт Люссер выбрал для него ПуВРД главным образом, из-за простоты конструкции и, как следствие, малых трудозатрат на изготовление, что было оправдано при массовом производстве одноразовых снарядов, серийно выпущенных за неполный год (с июня 1944 по март 1945) в количестве свыше 10 000 единиц.

Кроме беспилотных крылатых ракет, в Германии, так же разрабатывалась пилотируемая версия самолета-снаряда- Фау-4 (V-4). По задумке инженеров, пилот должен был навести на цель свой одноразовый пепелац, покинуть кабину и спастись, используя парашют.

Правда, о том, способен ли человек покинуть кабину пилота на скорости 800км/час, да еще имея у себя за головой воздухозаборник двигателя- скромно умалчивалось.

Изучением и созданием ПуВРД занимались не только в фашисткой Германии. В 1944 году для ознакомления, в СССР Англия поставила покореженые куски Фау-1. Мы, в свою очередь "слепили из того, что было", создав при этом, практически новый двигатель ПуВРД Д-3, ииии.....
.....и водрузили его на Пе-2:

Но не с целью создания первого отечественного реактивного бомбардировщика, а для испытаний самого двигателя, который потом применялся для производства советских крылатых ракет 10-Х:

Но на этом не ограничивается применение пульсирующих двигателей в советской авиации. В 1946 году была реализована идея оборудовать истрибитель ПуВРД-шками:

Да. Всё просто. На истрибитель Ла-9, под крыло установили два пульсирующих движка. Конечно на практике все оказалось несколько сложнее: на самолете изменили систему питания топливом, сняли бронеспинку, и две пушки НС-23, усилив конструкцию планера. Прирост скорости составил 70 км/ч. Летчик-испытатель И.М.Дзюба отмечал сильные вибрации и шум при включении ПуВРД. Подвеска ПуВРД ухудшала маневренные и взлетно-посадочные характеристики самолета. Запуск двигателей был ненадежным, резко снижалась продолжительность полета, усложнялась эксплуатация. Проведенные работы принесли пользу лишь при отработке прямоточных двигателей, предназначавшихся для установки на крылатые ракеты.
Конечно, в боях эти самолеты участия не принимали, но они достаточно активно использовались на воздушных парадах, где неизменно своим грохотом производили сильное впечатление на публику. По свидетельству очевидцев в разных парадах участвовало от трех до девяти машин с ПуВРД.
Кульминацией испытаний ПуВРД стал пролет девяти Ла-9РД летом 1947 г. на воздушном параде в Тушино. Пилотировали самолеты летчики-испытатели ГК НИИ ВВС В.И.Алексеенко. А.Г.Кубышкин. Л.М.Кувшинов, А.П.Манучаров. В.Г.Масич. Г.А.Седов, П.М.Стефановский, А.Г.Терентьев и В.П.Трофимов.

Надо сказать о том, что американцы, тоже, не отставали в этом направлении. Они прекрасно понимали, что реактивная авиация, даже находясь на стадии младеньчества, уже превосходит свои поршневые аналоги. Но поршевых самолетов- очень много. Куда их девать?!.... И в 1946 году под крылья одного из самых совершенных истребителей своего времени, Мустанг P-51D, подвесили два двигателя Ford PJ-31-1.

Однако, результат оказался, прямо скажем,- не очень. С включенными ПуВРД скорость самолета заметно увеличивалась, но топливо они поглащали- о-го-го, так что долго летать с хорошей скоростью не получалось, и в выключенном состоянии реактивные моторы превращали истребитель небеный тихоход. Промучившись целый год американцы, все-таки, пришли к выводу, что получить задешево истребитель, способный хотя бы как-то конкурировать с новомодными реактивными не получится.

В итоге про ПуВРД забыли.....
Но не на долго! Этот тип двигателей хорошо проявил себя в качестве авиамодельного! А почему бы нет?! Дешевый в производстве и обслуживании, имеет простое устройство и минимум настроек, не требует дорогостоящего горючего, да и вообще- его и покупать не обязательно- можно и самостоятельно построить, имея минимум ресурсов.

Это самый маленький ПуВРД в мире. Создан в 1952 г.
Ну согласитесь, кто не мечтал о реактвном самолете с хомячком пилотом и ракетами?!))))
Теперь ваша мечта стала реальостью! Да и не обязательно покупать двигаль- его можно построить:

P.S. данная статья основана на материалах, опубликованных в сети Интернет...
The end.

В конце января появились сообщения о новых успехах российской науки и техники. Из официальных источников стало известно, что один из отечественных проектов перспективного реактивного двигателя детонационного типа уже прошел стадию испытаний. Это приближает момент полного завершения всех требуемых работ, по результатам которых космические или военные ракеты российской разработки смогут получить новые силовые установки с повышенными характеристиками. Более того, новые принципы работы двигателей могут найти применение не только в сфере ракет, но и в других областях.

В последних числах января вице-премьер Дмитрий Рогозин рассказал отечественной прессе о последних успехах научно-исследовательских организаций. Среди прочих тем он затронул процесс создания реактивных двигателей, использующих новые принципы работы. Перспективный двигатель с детонационным горением уже был доведен до испытаний. По словам вице-премьера, применение новых принципов работы силовой установки позволяет получить значительный прирост характеристик. В сравнении с конструкциями традиционной архитектуры наблюдается рост тяги порядка 30%.

Схема детонационного ракетного двигателя

Современные ракетные двигатели разных классов и типов, эксплуатируемые в различных областях, используют т.н. изобарический цикл или дефлаграционное горение. В их камерах сгорания поддерживается постоянное давление, при котором происходит медленное горение топлива. Двигатель на дефлаграционных принципах не нуждается в особо прочных агрегатах, однако ограничен в максимальных показателях. Повышение основных характеристик, начиная с определенного уровня, оказывается неоправданно сложным.

Альтернатива двигателю с изобарическим циклом в контексте повышения характеристик – система с т.н. детонационным горением. В таком случае реакция окисления горючего происходит за ударной волной, с высокой скоростью перемещающейся по камере сгорания. Это предъявляет особые требования к конструкции двигателя, но при этом дает очевидные преимущества. С точки зрения эффективности сгорания топлива детонационное горение на 25% лучше дефлаграционного. Также отличается от горения с постоянным давлением увеличенной мощностью тепловыделения с единицы площади поверхности фронта реакции. В теории, возможно повышение этого параметра на три-четыре порядка. Как следствие, скорость реактивных газов можно увеличить в 20-25 раз.

Таким образом, детонационный двигатель, отличаясь повышенным коэффициентом полезного действия, способен развивать большую тягу при меньшем расходе топлива. Его преимущества перед традиционными конструкциями очевидны, однако до недавнего времени прогресс в этой области оставлял желать лучшего. Принципы детонационного реактивного двигателя были сформулированы еще в 1940 году советским физиком Я.Б. Зельдовичем, но готовые изделия подобного рода все еще не дошли до эксплуатации. Главные причины отсутствия реальных успехов – проблемы с созданием достаточно прочной конструкции, а также сложность запуска и последующего поддержания ударной волны при применении существующих топлив.

Один из последних отечественных проектов в области детонационных ракетных двигателей стартовал в 2014 году и разрабатывается в НПО «Энергомаш» им. академика В.П. Глушко. Согласно доступным данным, целью проекта с шифром «Ифрит» являлось изучение основных принципов новой техники с последующим созданием жидкостного ракетного двигателя, использующего керосин и газообразный кислород. В основу нового двигателя, названного по имени огненных демонов из арабского фольклора, укладывался принцип спинового детонационного горения. Таким образом, в соответствии с основной идеей проекта, ударная волна должна непрерывно перемещаться по кругу внутри камеры сгорания.

Головным разработчиком нового проекта стало НПО «Энергомаш», а точнее созданная на его базе специальная лаборатория. Кроме того, к работам привлекли несколько других научно-исследовательских и проектных организаций. Программа получила поддержку Фонда перспективных исследований. Совместными усилиями все участники проекта «Ифрит» смогли сформировать оптимальный облик перспективного двигателя, а также создать модельную камеру сгорания с новыми принципами работы.

Для изучения перспектив всего направления и новых идей несколько лет назад была построена т.н. модельная детонационная камера сгорания, соответствующая требованиям проекта. Такой опытный двигатель с сокращенной комплектацией должен был использовать в качестве горючего жидкий керосин. В качестве окислителя предлагался газообразный кислород. В августе 2016 года начались испытания опытной камеры. Важно, что впервые в проект подобного рода удалось довести до стадии стендовых проверок. Ранее отечественные и зарубежные детонационные ракетные двигатели разрабатывались, но не испытывались.

В ходе испытаний модельного образца удалось получить весьма интересные результаты, показывающие правильность использованных подходов. Так, за счет использования правильных материалов и технологий получилось довести давление внутри камеры сгорания до 40 атмосфер. Тяга опытного изделия достигла 2 т.

Модельная камера на испытательном стенде

В рамках проекта «Ифрит» были получены определенные результаты, но отечественный детонационный двигатель на жидком топливе пока еще далек от полноценного практического применения. Перед внедрением такого оборудования в новые проекты техники конструкторам и ученым предстоит решить целый ряд самых серьезных задач. Только после этого ракетно-космическая отрасль или оборонная промышленность смогут приступить к реализации потенциала новой техники на практике.

В середине января «Российская газета» опубликовала интервью с главным конструктором НПО «Энергомаш» Петром Левочкиным, темой которого стало текущее положение дел и перспективы детонационных двигателей. Представитель предприятия-разработчика напомнил об основных положениях проекта, а также затронул тему достигнутых успехов. Кроме того, он рассказал о возможных сферах применения «Ифрита» и подобных ему конструкций.

К примеру, детонационные двигатели могут использоваться в гиперзвуковых летательных аппаратах. П. Левочкин напомнил, что двигатели, сейчас предлагаемые для применения на такой технике, используют дозвуковое горение. При гиперзвуковой скорости аппарата полета поступающий в двигатель воздух необходимо затормозить до звукового режима. Однако энергия торможения должна приводить к дополнительным тепловым нагрузкам на планер. В детонационных двигателях скорость горения топлива достигает, как минимум, М=2,5. Благодаря этому появляется возможность повысить скорость полета летательного аппарата. Подобная машина с двигателем детонационного типа сможет разгоняться до скоростей, в восемь раз превышающих скорость звука.

Впрочем, реальные перспективы ракетных двигателей детонационного типа пока не слишком велики. По словам П. Левочкина, мы «только приоткрыли дверь в область детонационного горения». Ученым и конструкторам предстоит изучить множество вопросов, и только после этого можно будет заниматься созданием конструкций с практическим потенциалом. Из-за этого космической отрасли еще долго предстоит использовать жидкостные двигатели традиционной конструкции, что, однако, не отменяет возможности их дальнейшего совершенствования.

Интересен тот факт, что детонационный принцип горения находит применение не только в сфере ракетных двигателей. Уже существует отечественный проект авиационной системы с камерой сгорания детонационного типа, работающей по импульсному принципу. Опытный образец такого рода был доведен до испытаний, и в будущем может дать старт новому направлению. Новые двигатели с детонационным горением могут найти применение в самых разных сферах и частично заменить газотурбинные или турбореактивные двигатели традиционных конструкций.

Отечественный проект детонационного авиационного двигателя разрабатывается в ОКБ им. А.М. Люльки. Информация об этом проекте впервые была представлена на прошлогоднем международном военно-техническом форуме «Армия-2017». На стенде предприятия-разработчика присутствовали материалы по различным двигателям, как серийным, так и находящимся на стадии разработки. Среди последних был перспективный детонационный образец.

Суть нового предложения заключается в применении нестандартной камеры сгорания, способной осуществлять импульсное детонационное горение топлива в воздушной атмосфере. При этом частота «взрывов» внутри двигателя должна достигать 15-20 кГц. В перспективе возможно дополнительное увеличение этого параметра, в результате чего шум двигателя уйдет за пределы диапазона, воспринимаемого человеческим ухом. Такие особенности двигателя могут представлять определенный интерес.

Первый запуск опытного изделия "Ифрит"

Однако главные преимущества новой силовой установки связаны с повышенными характеристиками. Стендовые испытания опытных изделий показали, что они примерно на 30% превосходят традиционные газотурбинные двигатели по удельным показателям. Ко времени первой публичной демонстрации материалов по двигателю ОКБ им. А.М. Люльки смогло получить и достаточно высокие эксплуатационные характеристики. Опытный двигатель нового типа смог без перерыва проработать 10 минут. Суммарная наработка этого изделия на стенде на тот момент превысила 100 часов.

Представители предприятия-разработчика указывали, что уже сейчас можно создать новый детонационный двигатель с тягой 2-2,5 т, пригодный для установки на легкие самолеты или беспилотные летательные аппараты. В конструкции такого двигателя предлагается использовать т.н. резонаторные устройства, отвечающие за правильный ход горения топлива. Важным преимуществом нового проекта является принципиальная возможность установки таких устройств в любом месте планера.

Специалисты ОКБ им. А.М. Люльки работают над авиационными двигателями с импульсным детонационным горением более трех десятилетий, но пока проект не выходит из научно-исследовательской стадии и не имеет реальных перспектив. Главная причина – отсутствие заказа и необходимого финансирования. Если проект получит необходимую поддержку, то уже в обозримом будущем может быть создан образец двигателя, пригодный для использования на различной технике.

К настоящему времени российские ученые и конструкторы успели показать весьма примечательные результаты в области реактивных двигателей, использующих новые принципы работы. Существует сразу несколько проектов, пригодных для применения в ракетно-космической и гиперзвуковой областях. Кроме того, новые двигатели могут применяться и в «традиционной» авиации. Некоторые проекты пока находятся на ранних стадиях и еще не готовы к проверкам и другим работам, тогда как в иных направлениях уже были получены самые примечательные результаты.

Исследуя тематику реактивных двигателей с детонационным горением, российские специалисты смогли создать стендовый модельный образец камеры сгорания с желаемыми характеристиками. Опытное изделие «Ифрит» уже прошло испытания, в ходе которых было собрано большое количество разнообразной информации. С помощью полученных данных развитие направления будет продолжаться.

Освоение нового направления и перевод идей в практически применимую форму займет немало времени, и по этой причине в обозримом будущем космические и армейские ракеты в обозримом будущем будут комплектоваться только традиционными жидкостными двигателями. Тем не менее, работы уже вышли из чисто теоретической стадии, и теперь каждый тестовый запуск опытного двигателя приближает момент строительства полноценных ракет с новыми силовыми установками.

По материалам сайтов:
http://engine.space/
http://fpi.gov.ru/
https://rg.ru/
https://utro.ru/
http://tass.ru/
http://svpressa.ru/

Опытно-конструкторское бюро имени Люльки разработало, изготовило и испытало опытный образец пульсирующего резонаторного детонационного двигателя с двухстадийным сжиганием керосиновоздушной смеси. Как сообщает ИТАР-ТАСС, средняя измеренная тяга двигателя составила около ста килограммов, а длительность непрерывной работы ─ более десяти минут. До конца текущего года ОКБ намерено изготовить и испытать полноразмерный пульсирующий детонационный двигатель.

По словам главного конструктора ОКБ имени Люльки Александра Тарасова, в ходе испытаний моделировались режимы работы, характерные для турбореактивного и прямоточного двигателей. Измеренные величины удельной тяги и удельного расхода топлива оказались на 30-50 процентов лучше, чем у обычных воздушно-реактивных двигателей. В ходе экспериментов производилось многократное включение и выключение нового двигателя, а также регулирование тяги.

На основе проведенных исследований, полученных при испытании данных, а также схемно-конструкторского анализа ОКБ имени Люльки намерено предложить разработку целого семейства пульсирующих детонационных авиационных двигателей. В частности, могут быть созданы двигатели с коротким ресурсом работы для беспилотных летательных аппаратов и ракет и самолетные двигатели с крейсерским сверхзвуковым режимом полета.

В перспективе на основе новых технологий могут быть созданы двигатели для ракетно-космических систем и комбинированных силовых установок самолетов, способных выполнять полеты в атмосфере и за ее пределами.

По оценке конструкторского бюро, новые двигатели позволят увеличить тяговооруженность самолетов в 1,5-2 раза. Кроме того, при использовании таких силовых установок дальность полета или масса авиационных средств поражения могут увеличиться на 30-50 процентов. При этом удельный вес новых двигателей будет в 1,5-2 раза меньше аналогичного показателя обычных реактивных силовых установок.

О том, что в России ведутся работы по созданию пульсирующего детонационного двигателя, сообщалось в марте 2011 года. Об этом заявил тогда Илья Федоров, управляющий директор научно-производственного объединения «Сатурн», в состав которого входит ОКБ имени Люльки. О каком именно типе детонационного двигателя шла речь, Федоров не уточнил.

В настоящее время известны три вида пульсирующих двигателей ─ клапанные, бесклапанные и детонационные. Принцип работы этих силовых установок заключается в периодической подаче в камеру сгорания топлива и окислителя, где происходит воспламенение топливной смеси и истечение продуктов сгорания из сопла с образованием реактивной тяги. Отличие от обычных реактивных двигателей заключается в детонационном горении топливной смеси, при котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель был изобретен еще в конце XIX века шведским инженером Мартином Вибергом. Пульсирующий двигатель считается простым и дешевым в изготовлении, однако из-за особенностей горения топлива ─ малонадежным. Впервые новый тип двигателя был использован серийно во время Второй мировой войны на немецких крылатых ракетах Фау-1. На них устанавливался двигатель Argus As-014 компании Argus-Werken.

В настоящее время несколько крупных оборонных фирм мира занимаются исследованиями в области создания высокоэффективных пульсирующих реактивных двигателей. В частности, работы ведут французская компания SNECMA и американские General Electric и Pratt & Whitney. В 2012 году Научно-исследовательская лаборатория ВМС США объявила о намерении разработать спиновый детонационный двигатель, который должен будет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки.

Научно-исследовательская лаборатория (NRL) ВМС США намерена разработать ротационный, или спиновый, детонационный двигатель (Rotating Detonation Engine, RDE), который в перспективе сможет заменить на кораблях обычные газотурбинные силовые установки. Как сообщает NRL, новые двигатели позволят военным снизить потребление топлива, одновременно повысив энергетическую отдачу силовых установок.

В настоящее время ВМС США используют 430 газотурбинных двигателей (ГТД) на 129 кораблях. Ежегодно они потребляют топлива на два миллиарда долларов. По оценке NRL, благодаря RDE военные смогут экономить на топливе до 400 миллионов долларов в год. RDE смогут вырабатывать на десять процентов больше энергии, чем обычные ГТД. Прототип RDE уже создан, однако когда такие двигатели начнут поступать на флот, пока неизвестно.

В основу RDE легли наработки NRL, полученные при создании пульсирующего детонационного двигателя (Pulse Detonation Engine, PDE). Работа таких силовых установок основана на устойчивом детонационном горении топливной смеси.

Спиновые детонационные двигатели отличаются от пульсирующих тем, что детонационное горение топливной смеси в них происходит непрерывно ─ фронт горения перемещается в кольцевой камере сгорания, в которой топливная смесь постоянно обновляется.

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД ) - вариант воздушно-реактивного двигателя . В ПуВРД используется камера сгорания с входными клапанами и длинное цилиндрическое выходное сопло . Горючее и воздух подаются периодически.

Цикл работы ПуВРД состоит из следующих фаз:

• Клапаны открываются и в камеру сгорания поступает воздух и топливо, образуется воздушно-топливная смесь.
• Смесь поджигается с помощью искры свечи зажигания . Образовавшееся избыточное давление закрывает клапан.
• Горячие продукты сгорания выходят через сопло , создавая реактивную тягу и технический вакуум в камере сгорания.

Принцип действия и устройство ПуВРД

Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель (ПуВРД, англоязычный термин Pulse jet), как следует из его названия, работает в режиме пульсации, его тяга развивается не непрерывно, как у ПВРД или ТРД, а в виде серии импульсов, следующих друг за другом с частотой от десятков герц, для крупных двигателей, до 250 Гц - для малых двигателей, предназначенных для авиамоделей.

Конструктивно, ПуВРД представляет собой цилиндрическую камеру сгорания с длинным цилиндрическим соплом меньшего диаметра . Передняя часть камеры соединена со входным диффузором, через который воздух поступает в камеру.

Между диффузором и камерой сгорания установлен воздушный клапан, работающий под воздействием разницы давлений в камере и на выходе диффузора: когда давление в диффузоре превышает давление в камере клапан открывается и пропускает воздух в камеру; при обратном соотношении давлений он закрывается.

Клапан может иметь различную конструкцию: в двигателе Argus As-014 ракеты Фау-1 он имел форму и действовал наподобие оконных жалюзи и состоял из наклёпанных на раму гибких прямоугольных клапанных пластинкок из пружинной стали; в малых двигателях он выглядит как пластина в форме цветка с радиально расположенными клапанными пластинками в виде нескольких тонких, упругих металлических лепестков, прижатых к основанию клапана в закрытом положении и отгибающихся от основания под действием давления в диффузоре, превышающего давление в камере. Первая конструкция намного совершеннее - оказывает минимальное сопротивление потоку воздуха, но гораздо сложнее в производстве.

В передней части камеры имеются одна или несколько топливных форсунок, которые впрыскивают топливо в камеру, пока давление наддува в топливном баке превышает давление в камере; при превышении давлением в камере давления наддува, обратный клапан в топливном тракте перекрывает подачу топлива. Примитивные маломощные конструкции нередко работают без впрыска топлива, подобно поршневому карбюраторному двигателю. Для пуска двигателя в этом случае обычно используют внешний источник сжатого воздуха.

Для инициирования процесса горения в камере устанавливается свеча зажигания, которая создаёт высокочастотную серию электрических разрядов, и топливная смесь воспламеняется, как только концентрация горючего в ней достигает некоторого, достаточного для возгорания, уровня. Когда оболочка камеры сгорания достаточно прогревается (обычно, через несколько секунд после начала работы большого двигателя, или через доли секунды - малого; без охлаждения потоком воздуха, стальные стенки камеры сгорания быстро нагреваются докрасна), электрозажигание вовсе становится ненужным: топливная смесь воспламеняется от горячих стенок камеры.

При работе, ПуВРД издаёт очень характерный трещащий или жужжащий звук, обусловленный как раз пульсациями в его работе.

Цикл работы ПуВРД иллюстрируется рисунком справа:

• 1. Воздушный клапан открыт, воздух поступает в камеру сгорания, форсунка впрыскивает горючее, и в камере образуется топливная смесь.
• 2. Топливная смесь воспламеняется и сгорает, давление в камере сгорания резко возрастает и закрывает воздушный клапан и обратный клапан в топливном тракте. Продукты сгорания, расширяясь, истекают из сопла, создавая реактивную тягу .
• 3. Давление в камере уравнивается с атмосферным, под напором воздуха в диффузоре воздушный клапан открывается и воздух начинает поступать в камеру, топливный клапан тоже открывается, двигатель переходит к фазе 1.

Кажущееся сходство ПуВРД и ПВРД (возможно, возникающее из-за сходства аббревиатур названий) - ошибочно. В действительности ПуВРД имеет глубокие, принципиальные отличия от ПВРД или ТРД.

• Во-первых, наличие у ПуВРД воздушного клапана, очевидным назначением которого является предотвращение обратного движения рабочего тела вперёд по ходу движения аппарата (что свело бы на нет реактивную тягу). В ПВРД (как и в ТРД) этот клапан не нужен, поскольку обратному движению рабочего тела в тракте двигателя препятствует «барьер» давления на входе в камеру сгорания, созданный в ходе сжатия рабочего тела. В ПуВРД начальное сжатие слишком мало, а необходимое для совершения работы повышение давления в камере сгорания достигается благодаря нагреву рабочего тела (при сжигании горючего) в постоянном объёме , ограниченном стенками камеры, клапаном, и инерцией газового столба в длинном сопле двигателя. Поэтому ПуВРД с точки зрения термодинамики тепловых двигателей относится к иной категории, нежели ПВРД или ТРД - его работа описывается циклом Хамфри (Humphrey) , в то время как работа ПВРД и ТРД описывается циклом Брайтона .

• Во-вторых, пульсирующий, прерывистый характер работы ПуВРД, также вносит существенные различия в механизм его функционирования, в сравнении с ВРД непрерывного действия. Для объяснения работы ПуВРД недостаточно рассматривать только газодинамические и термодинамические процессы, происходящие в нём. Двигатель работает в режиме автоколебаний , которые синхронизируют по времени работу всех его элементов. На частоту этих автоколебаний оказывают влияние инерционные характеристики всех частей ПуВРД, в том числе инерция газового столба в длинном сопле двигателя, и время распространения по нему акустической волны. Увеличение длины сопла приводит к снижению частоты пульсаций и наоборот. При определённой длине сопла достигается резонансная частота, при которой автоколебания становятся устойчивыми, а амплитуда колебаний каждого элемента - максимальной. При разработке двигателя эта длина подбирается экспериментально в ходе испытаний и доводки.

Иногда говорят, что функционирование ПуВРД при нулевой скорости движения аппарата невозможно - это ошибочное представление, во всяком случае, оно не может быть распространено на все двигатели этого типа. Большинство ПуВРД (в отличие от ПВРД) может работать, «стоя на месте» (без набегающего потока воздуха), хотя тяга, развиваемая им в этом режиме, минимальна (и обычно недостаточна для старта приводимого им в движение аппарата без посторонней помощи - поэтому, например, V-1 запускали с паровой катапульты, при этом ПуВРД начинал устойчиво работать ещё до пуска ).

Функционирование двигателя в этом случае объясняется следующим образом. Когда давление в камере после очередного импульса снижается до атмосферного, движение газа в сопле по инерции продолжается, и это приводит к понижению давления в камере до уровня ниже атмосферного. Когда воздушный клапан открывается под воздействием атмосферного давления (на что тоже требуется некоторое время), в камере уже создано достаточное разрежение, чтобы двигатель мог «вдохнуть свежего воздуха» в количестве, необходимом для продолжения следующего цикла. Ракетные двигатели помимо тяги характеризуются удельным импульсом , являющимся показателем степени совершенства или качества двигателя. Этот показатель является также мерой экономичности двигателя. В приведённой ниже диаграмме в графической форме представлены верхние значения этого показателя для разных типов реактивных двигателей, в зависимости от скорости полёта, выраженной в форме числа Маха , что позволяет видеть область применимости каждого типа двигателей.

ПуВРД - Пульсирующий воздушно-реактивный двигатель, ТРД - Турбореактивный двигатель , ПВРД - Прямоточный воздушно-реактивный двигатель , ГПВРД - Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель .

Двигатели характеризуют рядом параметров:

• удельная тяга - отношение создаваемой двигателем тяги к массовому расходу топлива;
• удельная тяга по весу - отношение тяги двигателя к весу двигателя.

В отличие от ракетных двигателей, тяга которых не зависит от скорости движения ракеты, тяга воздушно-реактивных двигателей (ВРД) сильно зависит от параметров полёта - высоты и скорости. Пока не удалось создать универсальный ВРД, поэтому эти двигатели рассчитываются под определенный диапазон рабочих высот и скоростей. Как правило, разгон ВРД до рабочего диапазона скоростей осуществляется самим носителем либо стартовым ускорителем.

Другие пульсирующие ВРД

В литературе встречается описание двигателей, подобных ПуВРД.

• Бесклапанные ПуВРД , иначе - U-образные ПуВРД. В этих двигателях отсутствуют механические воздушные клапаны, а чтобы обратное движение рабочего тела не приводило к уменьшению тяги, тракт двигателя выполняется в форме латинской буквы «U», концы которой обращены назад по ходу движения аппарата, при этом истечение реактивной струи происходит сразу из обоих концов тракта. Поступление свежего воздуха в камеру сгорания осуществляется за счёт волны разрежения, возникающей после импульса и «вентилирующей» камеру, а изощрённая форма тракта служит для наилучшего выполнения этой функции. Отсутствие клапанов позволяет избавиться от характерного недостатка клапанного ПуВРД - их низкой долговечности (на самолёте-снаряде Фау-1 клапаны прогорали приблизительно после получаса полёта, чего вполне хватало для выполнения его боевых задач, но абсолютно неприемлемо для аппарата многоразового использования).

Область применения ПуВРД

ПуВРД характеризуется как шумный и неэкономный , зато простой и дешёвый . Высокий уровень шума и вибрации вытекает из самого пульсирующего режима его работы. О неэкономном характере использования топлива свидетельствует обширный факел, «бьющий» из сопла ПуВРД - следствие неполного сгорания топлива в камере.

Сравнение ПуВРД с другими авиационными двигателями позволяет довольно точно определить область его применимости.

ПуВРД во много раз дешевле в производстве, чем газотурбинный или поршневой ДВС , поэтому при одноразовом применении он выигрывает экономически у них (разумеется, при условии, что он «справляется» с их работой). При длительной эксплуатации аппарата многоразового использования, ПуВРД проигрывает экономически этим же двигателям из-за расточительного расхода топлива.