Гиперзвуково́й дви́гатель (ГПВРД) () — предназначенный для установки на достигающих гиперзвуковых скоростей соответствующих летательных аппаратах вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На бо́льших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избегать сильного торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.
Oписание гиперзвукового ПВРД
Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М12—24. Исследования в рамках проекта Rockwell X-30 в 1980-х годах установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковыми комбинированными турбопрямоточными воздушно-реактивными двигателями Lockheed SR-71 «Blackbird» компании Lockheed достигает скорости не выше М3,4. В отличие от ракетного двигателя, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он теоретически обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя — удельным импульсом по сравнению с большинством существующих ракетных двигателей.
Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода — воздухозаборника, в котором поступающий в него со скоростью полёта летательного аппарата (ЛА) воздух тормозится и сжимается, камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопла, через которое происходит истечение газообразных продуктов сгорания топлива со скоростью, бо́льшей скорости полета, что и создаёт тягу двигателя. Как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствуют компрессор и турбина, которые присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и являются самыми дорогостоящими частями такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе эксплуатации.
Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подобно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М7—8The Space Show: Broadcast 329 April 21st, 2005 Dr. Allan Paull . Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД может иметь ме́ньшее значение минимальной рабочей скорости, и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт Boeing X-43 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 эксплуатационной 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 летательных аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей.
История 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 Bell X-1 совершил свой первый в истории сверхзвуковой полёт и уже к 1960 году начали появляться предложения и проекты по полётам с гиперзвуковыми скоростями. За исключением проектов таких ракетопланов, как North American X-15, специально спроектированных для достижения больших скоростей, скорости реактивных самолётов оставались в пределах М1—3.
В 1950-х и 1960-х годах создавались различные экспериментальные гиперзвуковые ПВРД, которые испытывались на земле. Применительно к гражданскому авиатранспорту, основной целью создания и применения гиперзвуковых ПВРД считалось скорее снижение эксплуатационных расходов, чем сокращение длительности перелётов. Поскольку сверхзвуковые ТРД сложнее дозвуковых, а сверхзвуковые ЛА сложнее и имеют более низкое аэродинамическое качество, чем дозвуковые, то сверхзвуковые ЛА, оснащённые ТРД, расходуют значительно большее количество топлива, чем дозвуковые. Поэтому коммерческие авиакомпании предпочитали обслуживать авиалинии дозвуковыми широкофюзеляжными самолётами, а не сверхзвуковыми («Конкорд» и Ту-144). Рентабельность использования последних была едва заметна, а убыточность полётов Конкордов British Airways за время его эксплуатации в среднем составила 40 %Сверхзвуковой самолет «Конкорд»: ЧаВо (без учёта субсидирования полётов государством).
Одной из основных черт военных самолётов является достижение наибольшей манёвренности и скрытности, что противоречит аэродинамике гиперзвукового полёта. В период 1986—1993 годов в США была предпринята серьёзная попытка создания одноступенчатой космической системы Rockwell X-30 (фирма Rockwell International, проект NASP, ) на базе гиперзвукового ПВРД, но она потерпела неудачу. Тем не менее, концепция гиперзвукового полёта не ушла со сцены и менее масштабные исследования продолжались на протяжении последних двух десятилетий. Например, 15 июня 2007 года DARPA и Министерство обороны Австралии сообщили об успешном гиперзвуковом полёте 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 () с целью исследовать спектр возможностей гиперзвукового полёта. Великобритания, Австралия, Франция, Россия и Индия (проект RLV-TD) также имеют свои программы исследований, однако 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 СССР разработкой подобных систем занимался Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П. И. Баранова, расположенный в городе Москве и Лыткарино. В 1970-х годах стартовали работы по созданию гиперзвукового ПВРД и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) «Холод» на базе ракеты С-200, на которой в Казахстане было проведено уникальное лётное испытание гиперзвукового ПВРД на скорости 5,7M. В 2009 году институт вёл работы по перспективной ГЛЛ «Игла» («Исследовательский гиперзвуковой летательный аппарат») и «Холод-2» со сверхзвуковым ПВРД.
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».
Сравнительное описание 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 несёт на себе окислитель для работы двигателя, используя в этих целях атмосферный воздух. Обычные самолёты с прямоточными (ПВРД), турбореактивными (ТРД), двухконтурными турбовентиляторными (ДТВД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями имеют то же свойство — используют атмосферный воздух, — но их применение ограничено дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.
Турбореактивные двигатели эффективны на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях, но их эффективность быстро снижается с ростом скорости полёта при числах М>2. Объясняется это тем, что при сверхзвуковой скорости полёта с ростом числа Маха быстро растёт температура торможения в набегающем на двигатель потоке воздуха. В двигателе рост температуры воздуха до значений, близких к температуре торможения происходит при его торможении и сжатии в воздухозаборнике. В ТРД воздух дополнительно сжимается и нагревается в компрессоре. В результате с ростом числа М полёта растёт температура воздуха, поступающего в камеру сгорания ТРД. После камеры сгорания, где происходит повышение температуры за счёт сгорания топлива, смесь воздуха и продуктов сгорания подаётся в турбину. Прочностные свойства турбины ограничивают максимально допустимую температуру газа на входе в неё, а вместе с этим и максимальное количество топлива, которое безопасно можно подать и сжечь в камере сгорания ТРД. С ростом скорости полёта в ТРД приходится уменьшать величину подогрева газа в камере сгорания. Дополнительной проблемой ТРД является уменьшение пропускной способности компрессора с ростом температуры воздуха на его входе. При некоторой скорости полёта эти факторы приводят к падению тяги двигателя до нуля. Наибольшая рабочая скорость двигателя может быть увеличена путём охлаждения попадающего в воздухосборник воздуха, использованием форсажной камеры или применением гибридной схемы двигателя ТРД/ПВРД.
Самолёты с ПВРД конструктивно проще потому, что такой двигатель оказывает меньшее сопротивление проходящему воздуху (трение) и содержит 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 обеспечивает 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 (смотрите закон Гесса, закон Кирхгофа). 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 приведёт 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.