«Гиперзвуково́й дви́гатель» ГПВРД (англ. Supersonic Combustion RAMJET — scramjet) — вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На бо́льших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избегать торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.
Содержание |
Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М=12—24. Исследования в рамках проекта «X-30» фирмы Роквелл в 80-х годах XX-го века установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М=17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателем (СПВРД) «SR-71» (англ. Black Bird, «Чёрный дрозд») компании Локхид достигает скорости не выше М=3,4 из-за торможения воздушного потока в двигателе до дозвуковой скорости. Кроме этого, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с любым из существующих ракетных двигателей.
Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода, в котором поступающий воздух претерпевает сжатие из-за высокой полетной скорости летательного аппарата (ЛА). Камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопла, через которое происходит истечение выхлопного газа со скоростью, бо́льшей скорости притока воздуха, что и создает тягу двигателя. Опять же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствует высокоскоростная турбина, которая присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и является одной из самых дорогостоящих частей такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе экплуатации.
Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подбно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М=7—8[1]. Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД должен иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт «X-43» (Боинг/НАСА) имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7,8М.
Для гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и конструктивной и экплуатационной сложностью. Перспективность гиперзвуковых ПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких летательный аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей. Для дополнительной информации смотрите также статью «Гиперзвуковой летательный аппарат».
Начиная со Второй мировой войны тратились значительные усилия на исследования в области достижения больших скоростей реактивными самолётами и ракетопланами. В 1947 году экспериментальный ракетный самолёт «X-1» производства компании Белл совершил свой первый в истории сверхзвуковой полет и уже к 1960 году начали появляться предложения и проекты по полетам с гиперзвуковыми скоростями. За исключением проектов таких ракетопланов, как «X-15», специально спроектированных для достижения больших скоростей, скорости реактивных самолётов оставались в пределах М=1—3.
В 50-х и 60-х создавались различные экспериментальные гиперзвуковые ПВРД, которые испытывались на земле. Применительно к гражданскому авиатранспорту, основной целью созданя и применения гперзвуковых ПВРД считалось скорее снижение эксплуатационных расходов, чем сокращение длительности перелетов. Поскольку турбореактивные сверхзвуковые двигатели потребляют значительное количество топлива, комерческие авиакомпании предпочитали обслуживать авиалинии дозвуковыми широкофюзеляжными самолётами, а не сверхзвуковыми (см. «Конкорд» и Ту-144). Рентабельность использования последних была едва заметна, а убыточность полетов Конкордов «Бритиш Эйрвейз» за время его эксплуатации в среднем составила 40%[2] (без учета субсидирования полетов государством). Одной из основных черт военных самолётов является достижение наибольшей маневренности и скрытности, что противоречит аэродинамике гиперзвукового полета. В период 1986—1993 г. в США была предпринята серьёзная попытка создания одноступенчатой космической системы Rockwell X-30 (фирма Роквелл, проект NASP, англ. National Aero-Space Plane) на базе гиперзвукового ПВРД, но она потерпела неудачу. Тем не менее, концепция гиперзвукового полета не ушла со сцены и менее масштабные исследования продолжались на протяжении последних двух десятилетий. Например, 15 июня 2007 года Агентство передовых оборонных исследовательских проектов (DARPA, англ. Defense Advanced Research Project Agency) США и Министерство Обороны (МО) Австралии сообщили об успешном гиперзвуковом полете со скоростью 10М с использованием ракетного ускорителя для разгона до минимальной рабочей скорости на ракетном полигоне Ву́мера в центральной Австралии. В США Пентагон и НАСА сформировали Национальную Гиперзвуковую Стратегию (англ. National Hypersonics Strategy) с целью исследовать спектр возможностей гиперзвукового полета. Другие страны, такие как Великобритания, Австралия, Франция, Россия и Индия также имеют свои программы исследований. Также следует отметить, что на 2009 год не было создано ни одного «рабочего» аппарата с гиперзвуковым ПВРД, — все имеющиеся и испытываемые модели и образцы создаются в рамках экспериментов по их исследованию.
В России разработкой подобных систем занимается Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П. И. Баранова, расположенный в г. Москве и Лыткарино. В 1970-х годах стартовали работы по созданию гиперзвукового ПВРД и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) «Холод»[3] на базе ракеты С-200, на которой в Казахстане было проведено уникальное летное испытание гиперзвукового ПВРД на скорости 5,7M. На данный момент институт ведёт работы по перспективной ГЛЛ «Игла» («Исследовательский гиперзвуковой летательный аппарат») и «Холод-2» со свехзвуковым ПВРД[4].
Проблема усложняется обнародованием, зачастую только частичным, ранее засекреченных материалов по экспериментам, которые сохраняются в тайне, но по которым тем не менее делаются утверждения о получении работоспособных моделей двигателя. Кроме этого возникают сложности с подтверждением достоверности таких сведений и, в частности, факта сверхзвукового сгорания и получения требуемой тяги. Таким образом, по крайней мере четыре группы, в которые входят несколько государств и организаций, имеют законные основания утверждать, что являются «первыми».
ГПВРД является типом двигателя, предназначенным для работы на больших скоростях, которые более характерны для ракет, чем для самолётов. Основное отличие аппарата с таким двигателем от ракеты состоит в том, что он не несет на себе окислитель для работы двигателя, используя в этих целях атмосферный воздух. Более обычные самолёты с ПВРД (ПВРД), турбореактивными (ТРД), двухконтурными турбовентиляторными (ДТВД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателяме имеют то же свойство — используют атмосферный воздух, — но их применение ограничено дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.
Турбинные двигатели эффективны на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, но быстро становятся бесполезными при росте скорости свыше 2М. Это объясняется тем, что поток воздуха, поступающий в компрессор двигателя, обладает бо́льшей скоростью, а из-за его последующего торможения начинают расти температура и аэродинамическое сопротивление. Высокие температуры нежелательны, так как они могут вызвать расплавление и разрушение двигателя. Это также снижает эффективность двигателя из-за бо́льшей температуры воздушно-тполивной смеси, которая попадает в камеру сгорания (см. закон Гесса). С ростом скорости доступная для использования энергия уменьшается как квадрат скорости в числах Маха. Наибольшая рабочая скорость двигателя может быть увеличена путём охлаждения попадающего в воздухосборник газа и путём комбинирования схемы с использованием форсажных камер и гибридных ТРД/ПВРД.
Самолёты с ПВРД конструктивно проще потому, что такой двигатель оказывает меньшее сопротивление проходящему воздуху (трение) и содержить меньше деталей, которые должны функционировать при высокой температуре. В силу меньшего трения ПВРД может обеспечить бо́льшие скорости, но из-за необходимости поступления больших объёмов воздуха в воздуховод без помощи компрессора скорость такого самолёта не может быть менее 600 км/ч. С другой стороны, схема работы ПВРД предполагает торможение приходящего воздуха до дозвуковой скорости для его сжатия, смешивания с топливом и последующего сжигания. Этот процесс приводит к росту проблем вместе с ростом скорости аппарата — ударные волны при торможении газа, поступающего в двигатель при сверхзвуковой скорости, приводит к росту трения, которое, наконец, становится невозможно скомпенсировать тягой двигателя. Так же, как и в случае с турбинными двигателями, этот процесс сопровождается ростом температуры, что снижает эффект от сжигания топлива. Для сохранения производительности двигателя необходимо принять меры по снижению в нём трения и температуры. В зависимости от применяемых конструктивных решений, а также от типа используемого топлива, верхний предел скорости самолёта с СПВРД составляет 4—8М.
Простейший вариант гиперзвукового ПВРД выглядит как пара воронок, которые соединены друг с другом узкими отверстиями. Первая воронка служит воздухозаборником, в наиболее узкой части происходит сжатие входящего воздуха, добавление в него топлива и сжигание смеси, что ещё больше поднимает температуру и давление газа. Вторая воронка формирует сопло, через которое происходит расширение продуктов сгорания и создание тяги. Такая схема позволяет ГПВРД исключить сильное трение и обеспечиваеть высокую эффективность сгорания при его использовании на скоростях свыше 8М, что достигается путём сохранения практически неизменной скорости проходящего через весь двигатель воздуха. Поскольку по сравнению с СПВРД проходящий газ в гиперзвуковом ПВРД меньше замедляется, он меньше разогревается, и сгорание происходит более эффективно с бо́льшим выделением полезной энергии (см. закон Гесса). Основная сложность такой схемы состоит в том, что топливо должно быть смешано с воздухом и сожжено за крайне короткое время, и в том, что любое нарушение геометрии двигателя приведет к большому трению. Расположение ГПВРД под корпусом (фюзеляжем) аппарата предназначено для конвертирования силы трения в подъёмную силу и создания дополнительной подъёмной силы, используя выхлоп двигателя. Это формирует подъёмную силу при гиперзвуковом полете и определяет дизайн гиперзвуковых самолётов.
Любой гиперзвуковой ПВРД имеет топливные инжекторы, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает входящий поток воздуха. Иногда в двигатель также оснащается стабилизатор пламени (англ. flame holder), хотя температура торможения потока в области фокусирования волн плотности достаточно высока для самодостаточного горения. Другие двигатели используют пирофорные добавки, такие как силаны, с целью обхода проблем с устойчивостью сгорания. Часто используется изолятор между воздухозаборником и камерой сгорания для продления функционирования двигателя.
В случае ГПВРД кинетическая энергия воздуха, поступающего в двигатель, является большой по сравнению с энергией, выделяеющейся в результате сгорания топлива в атмосферном воздухе. При скорости 25М тепло, выделяеющеся в результате сгорания топлива, составляет около 10% от общей энтальпии потока. Вне зависимости от используемого топлива, кинетическая энергия воздуха и теоретическая полезная тепловая энергия от сгорания топлива будут равняться друг другу примерно при скорости 8М. Таким образом, конструкция ГПВРД преследует прежде всего цель уменьшения трения, а не увеличения тяги.
Высокая скорость делает сложным управление потоком внутри камеры сгорания (КС). Так как приходящий воздушный поток является сверхзвуковым, нет обратного распространения процессов, происходящих в КС. Это не позволяет регулировать тягу изменением размера входа в сопло (КС). Более того, весь проходящий со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трением смешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с целью последующего расширения в сопле и создания тяги. Это налагает сильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочие значения давления лежат в диапазоне 20—200 КПa (0,2—2 атм) и при этом под давлением понимается:
где q — динамическое давление; ρ (ро) — плотность; v — скорость. Для того, чтобы поддерживать скорость сгорания постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, так как управление воздушным потоком в таком двигателе технически невозможно, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД способен (предназначен) функционировать. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления (ТПДД, англ. constant dynamic pressure path). Считается, что аппараты с ГПВРД могут использоваться до высоты 75 км[5].
Порядок впрыска топлива также является потенциально сложной инженерной проблемой. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атм турбонасосом, нагревается фюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давления используется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, бо́льшей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. Потоки топлива образуют сеткоподобную структуру в проходящем потоке воздуха. Высокая турбулентность из-за бо́льшей скорости топлива приводит к дальнейшему перемешиванию. При этом, чем сложнее молекулы топлива (например, как у керосина) тем длиннее должен быть ГПВРД для обеспечения полного сгорания топлива.
Минимальное число Маха, при котором ГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен быть достаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточно высокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинет сопло. Для сохранения принадлежности двигателя к классу ГПВРД, сохранения его свойств и устойчивости работы, поток газа должен сохранять сверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе. Степень сжатия напрямую связана со степенью торможения потока и определяет нижнюю границу использования. Если газ в двигателе затормаживается до скорости ниже 1М, то двигатель «глохнет», порождая ударные волны, при экспериментах хорошо заметные невооруженным глазом. Внезапное замедление потока воздуха в двигателе может привести к ускорению сгорания в КС, что способно вызвать разрушение (в том числе детонационное) ГПВРД. Кроме сжатия, на нижний предел скорости влияет также увеличение скорости звука в газе при росте температуры. На 2009 год считается, что нижний предел скорости использования «чистого» гиперзвукового ПВРД составляет 6—8М[6]. Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях М=3—6[7] и имеют более низкое значение нижнего предела скорости, используя дозвуковое сгорание по типу СПВРД.
Высокая стоимость лётных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковой авиации. Наземные испытания в основном сосредоточены на частичном моделировании условий полёта и производились в криогенных установках, газодинамических установках на базе ракетных двигателей, ударных тоннелях и плазмогенераторах, но все они лишь приближённо моделируют реальный полёт[8][9]. Лишь в последнее время в вычислительной гидрогазодинамике (ВГГ) было накоплено достаточно экспериментальных данных для реалистичного компьютерного моделирования с целью решения проблем работы аппаратов с ГПВРД, а именно для моделирования приграничного слоя воздуха, смешивания топлива с потоком воздуха, двухфазного течения потока, отрыва (отделения) потока, аэротермодинамики реального газа. И, тем не менее, эта область все ещё остаётся малоизученной ВГГ. Кроме этого, моделирование кинетически ограниченного сгорания с участием таких быстрореагирующих топлив, как водород, требует значительных вычислительных мощностей. Как правило, используются ограниченные модели с поиском численных решений «жёстких систем» дифференциальных уравнений, для которых необходим малый шаг интегрирования и поэтому требуется много машинного времени.
Большинство экспериментов с гиперзвуковыми ПВРД остаются засекреченными. Несколько групп, включая ВМС США с двигателем «SCRAM» 1968-1974 гг, Боинг с аппаратом X-43 программа «Hyper-X» утверждают об удачном выполнении полетов с использованием ГПВРД.
Окончательный вариант дизайна гиперзвукого ПВРД скорее всего будет гибридным двигателем с расширенным диапазоном рабочих скоростей:
ГРД должны иметь гораздо бо́льшие диапазоны допустимых динамического давления и скорости.
В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолёта, который летает на гораздо ме́ньшей скорости, гиперзвуковой аппарат должен следовать траектории, которая обеспечивает режим работы ГПВРД, оставаясь в атмосфере при гиперзвуковой скорости. Аппарат с ГПВРД имеет в лучшем случае посредственное отношение тяги к весу аппарата, поэтому его ускорение мало́ по сравнению с ракетами-носителями. Таким образом, время, проводимое в атмосфере такой космической системой, должно быть значительным и составлять от 15 до 30 мин. По аналогии с теплозащитой для аэродинамического торможения Спейс Шаттла при входе в атмосферу, теплозащита такой системы должна быть также значительной. Общее время аппарата в атмосфере при гиперзвуковых скоростях является более продолжительным по сравнению с одноразовой возвращаемой капсулой, но менее продолжительным по сравнению с космическим челноком.
Новые материалы предлагают хорошее охлаждение и теплозащиту при высоких температурах, но как правило относятся к абляционным материалам, которые постепенно теряются при использовании, унося с собой тепло. Таким образом, исследования в основном фокусируются на активном охлаждении корпуса, в которых хладагент принудительно циркулирует в «теплонапряжённых» частях корпуса, отводя повышенную температуру от корпуса и предотвращяя его разрушение. Как правило, в качестве теплоносителя предлагается использовать топливо, во многом аналогично тому, как в современных ракетных двигателях используют топливо или окислитель при охлаждении сопла и камеры сгорания (КС). Добавление любой сложной охлаждающей системы приводит к увеличению веса и снижению эффективности системы в целом. Таким образом, необходимость активной системы охлаждения является сдерживающим фактором, снижающим эффективность и перспективность применения ГПВРД.
Производительность космической системы в основном связана с её стартовым весом. Как правило, аппарат проектируется с целью максимизировать радиус действия (), высоту орбиты () или долю массы полезной нагрузки () с использованием конкретного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссам между эффективностью двигателя, то есть массой топлива, и сложностью двигателя, то есть его сухой массой, что может быть выражено следующим образом:
где — доля массы без топлива, которая имеет в своём составе всю конструкцию, включая топливные баки и двигатели; — доля массы топлива и окислителя, если последний используется, также масса тех материалов, которые будут расходованы в ходе полета и предназначены исключительно для осуществления этого полёта; — первоначальное соотношение масс, которое является обратной величиной к доставляемой по назначению доле полезной нагрузки (ПН). Использование ГПВРД увеличивает массу двигателя по сравнению с ракетой и уменьшает долю топлива . Поэтому тяжело решить, какая из используемых систем будет иметь преимущество и даст меньшее значение , что означает увеличение полезной нагрузки при той же стартовой массе. Сторонники ГПВРД утверждают, что уменьшение стартовой массы за счёт топлива составит 30%, а увеличение за счёт добавления гиперзвукового ПВРД составит 10%. К сожалению, неопределённость при вычислении любой массы в гипотетическом аппарате так велика, что незначительные изменения в прогнозах эффективности или массы ГПВРД могут перевесить чашу весов доли ПН в одну или другую сторону. Кроме этого, необходимо учитывать сопротивление воздуха или трения измененной конфигурации. Трение аппарата может рассматриваться как сумма трения самого аппарата () и трение установленного ГПВРД (). Трение установки традиционно получается из трения пилонов и потока в самом двигателе, которое может быть записано в виде понижающего тягу коэффициента:
где — множитель, учитывающий потери на сопротивление воздуха и — тяга двигателя без учета трения. Если ГПВРД интегрирован в аэродинамическое тело аппарата, можно считать, что трение двигателя () является разницей от трения базовой конфигурации аппарата. Общая эффективность двигателя может быть представлена в виде значения в интервале от 0 до 1 () в терминах удельного импульса (УИ):
где — ускорение свободного падения на земной поверхности; — скорость аппарата; — УИ; — температура горения топлива; — результирующая тяга и — доступная химическая энергия. УИ часто используется в качестве показателя эффективности ракет, так как в случае, например, ЖРД имеется прямая связь между удельным испульсом, удельным потреблением топлива и скоростью истечения выхлопных газов. Обычно данная величина (УИ) в меньшей степени используется для самолётных двигателей и здесь следует отметить также, что в данном случае и являются функциями от текущей скорости аппарата. УИ ракетного двигателя не зависит от скорости, но зависит от высоты и достигает наибольших значений в вакууме, где имеет максимальное значение в случае кислородно-водородных ЖРД, составляя на поверхности 360 с, а в вакууме 450 с (см. SSME, РД-0120). УИ ГПВРД имеет обратную зависимость от высоты и скорости, достигая максимального значения при минимальной скорости, составляя 1200 с, которое постепенно уменьшается с ростом скорости, хотя эти оценки значительно различаются в литературе. В простом случае одноступенчатого аппарата доля массы топлива может быть выражена следующим образом:
которая может быть выражена в случае одноступенчатой космической системы следующим образом:
или в случае самолётного полета с постоянной скоростью и высотой:
где — радиус действия, который может быть выражен по формуле в терминах радиуса Бреге́:
и — коэффициент подъёмной силы и — коэффициент аэродинамического сопротивления (более подробно — англ. Drag coefficient). Последняя достаточно простая формула[10] допускает реализацию одноступенчатой космической системы.
Гиперзвуковые самолёты имеют немного или совсем лишены движущихся частей. Большинство составляющих частей представляют собой непрерывно переходящие друг в друга поверхности. С простыми топливными насосами и спускаемым аппаратом в виде самого самолёта, разработка аппарата с ГПВРД имеет тенденцию быть менее материалоемким и более простым на этапе конструирования по сравнению с другими типами космических систем.
Гиперзвуковой самолёт не может произвести достаточно тяги до тех пор, пока не будет разогнан до скорости М≈5, хотя в зависимости от конструкции, как упоминалось выше, возможен вариант гибридного СПВРД/ГПВРД, который может работать на меньшей скорости. Тем не менее, самолёт с горизонтальным взлётом должен быть оснащен дополнительными ТРД или ракетными ЖРД для взлёта и начального набора высоты и разгона. Также необходимо будет топливо для этих двигателей со всеми необходимыми им системами. Так как вариант с тяжёлыми ТРД не сможет разогнаться до скорости М>3, другой способ ускорения должен быть выбран в этом диапазоне скоростей, а именно сверхзвуковые СПВРД или ракетные ЖРД. Они также должны будут иметь своё топливо и системы. Вместо этого для первоначальной стадии полёта существуют предложения использования первой ступени в виде твёрдотопливного ракетного ускорителя, отделяющегося после достижения достаточной для работы ГПВРД скорости. Также предлагается использовать специальные самолеты-ускорители.
В отличие от реактивных и ракетных двигательных систем, которые могут быть испытаны на земле, испытания гиперзвуковых самолётов требуют исключительно дорогих экспериментальных установок или стартовых комплексов, которые ведут к большим затратам при разработке. Запускаемые экспериментальные модели обычно разрушаются в ходе или после завершения испытаний, что исключает их повторное использование.
Особую подгруппу ГПВРД предстявляют ядерные ГПВРД. Как и любой ядерный рекативный двигатель ядерный ГПВРД вместо камеры сгорания будет оснащен камерой разогрева рабочего тела. Также — в отличие от химических ГПВРД — ядерные ГПВРД используют в качестве рабочего тела только атмосферный воздух. Следовательно, в принципе самолет с ядерным ГПВРД вовсе не нуждается в бортовых запасах рабочего тела. Но как и неядерный ГПВРД, ядерный ГПВРД также может работать на скоростях не ниже нижнего предела (около 4-5М).
Однако, возможно создание техрежимной гиперзвуковой ядерной двигательной установки (ЯДУ). На скоростях значительно ниже нижнего предела (а тем более на нулевых) такая ЯДУ работает в «ракетном режиме», используя бортовые запасы рабочего тела. На скоростях значительно превышающих взлетно-посадочные, но недостаточных для работы в режиме ГПВРД, такая ЯДУ работает в «смешанном режиме», частично используя атмосферный воздух, частично бортовой запас рабочего тела, причем пропорция в данном случае зависит от полетной скорости — чем выше скорость тем больше доля атмосферно воздуха в рабочем теле и тем меньше в двигатель подается рабочего тела из бортовых запасов. Наконец, на скоростях не ниже 5М ЯДУ работает в режиме ГПВРД, используя только атмосферный воздух. Естественно, «ракетный режим» и «смешанный режим» используется только в качестве взлетно-посадочных и для разгона до минимальной крейсерской скорости (в данном случае около 5М), тогда как в качестве крейсерского, естественно, используется режим ГПВРД. (Ядерный воздушно-космический самолет использует «ракетный режим» в качестве крейсерского только вне атмосферы.) Как следствие, отпадает необходимость в оснащении ядерного гиперзвукового самолета дополнительной разгонной ДУ. С другой стороны, эффективный бортовой запас рабочего тела для маршевой ЯДУ при той же емкости баков получается вдвое большим, чем в случае с химической маршевой ДУ. Также в качестве малых маневровых двигателей (в том числе в качестве двигателей ориентации) на воздушно-космических самолетах можно применить электрические ракетные двигатели, использующие то же рабочее тело, что и маршевая ЯДУ. Т. е. возможно создание бортовой объединенной ДУ (ОДУ). В результате ядерный гиперзвуковой самолет получается сравнительно простым конструктивно и технологичным и, даже несмотря на сравнительно большую массу маршевой ЯДУ, более легким, чем неядерный аналог. Также ЯДУ и электрический ракетные двигатели потенциально имеют на порядок больший эксплуатационный ресурс, чем химические реактивные двигатели (в том числе ракетные и ГПВРД). Как следствие, создание гиперзвукового или воздушно-космического ядерного самолета может оказаться более простой конструкторской задачей, чем создание неядерного аналога, и вместе с тем обойтись сравнительно дешево. (Самая сложная и дорогостоящая подзадача — создание приемлемой маршевой гиперзвуковой ЯДУ.) Также гиперзвуковой или воздушно-космический ядерный самолет может получиться более простым и дешевым в эксплуатации чем неядерный аналог. Проблемы безопасности эксплуатации такого самолета (безопасности полетов, безопасности утилизации отработанного ядерного топлива и выработавших ресурс маршевых ЯДУ) также вполне решаемы.
_Mach_7_computational_fluid_dynamic_(CFD).jpg&filetimestamp=20080616221113){kind=link}
