Турбореактивный двигатель изменяемого цикла
Рендер адаптивного двигателя XA100
GE Aviation
Американские компании General Electric и Pratt & Whitney приступили к сборке первых опытных образцов адаптивных турбореактивных авиационных двигателей, которые в будущем будут устанавливаться на самые разные классы летательных аппаратов: транспортные самолеты, истребители, самолеты-заправщики, бомбардировщики. Как пишет Aviation Week, обе силовые установки создаются в габаритных размерах турбореактивного двигателя с форсажной камерой F135, силовой установки истребителя F-35 Lightning II.
Современные турбореактивные двигатели состоят из двух частей. Одна из них — внутренний контур, состоящий из газогенератора и сопловой части. В состав газогенератора входят компрессоры, камера сгорания и турбина высокого давления. В полете воздух затягивается и немного сжимается вентилятором — самым большим и самым первым винтом по ходу полета. Затем часть этого воздуха поступает в компрессор и сжимается еще сильнее, после чего попадает в камеру сгорания, где смешивается с топливом.
После сгорания топливной смеси газы из камеры сгорания попадают на турбину высокого давления и вращают ее, а та, в свою очередь, приводит в движение компрессор. После турбины высокого давления газы попадают на турбину низкого давления, приводящую вентилятор. После турбин газовый поток попадает в сопло и истекает из него, формируя часть тяги двигателя. Вторая часть двигателя — внешний контур — представляет собой направляющий аппарат, воздуховод и, в некоторых случаях, собственное кольцевое сопло.
Во время полета часть немного сжатого вентилятором воздуха, не попавшая во внутренний контур, попадает в направляющий аппарат, где тормозится. Из-за торможения давление в воздушном потоке повышается. После этого сжатый воздух поступает в воздуховод, а затем — в сопло и формирует остаток тяги. В современных турбовентиляторных двигателях гражданских самолетов основная часть тяги — до 80 процентов — формируется вентилятором.
В двигателях истребителей большая часть проходящего через двигатель воздушного потока проходит через внутренний контур. Такое решение позволяет несколько повысить «отзывчивость» двигателя на управление, а также уменьшить его поперечные размеры, благодаря чему силовая установка способна обеспечивать сверхзвуковую скорость полета.
В двигателях с форсажной камерой присутствует дополнительная зона, расположенная за турбинами и перед соплом. В полете в эту камеру впрыскивается дополнительное топливо, которое самовоспламеняется от раскаленных отработавших газов, все еще имеющих высокое содержание кислорода. Последний и выступает окислителем для топлива в форсажной камере. Такое конструктивное решение позволяет существенно повысить тягу двигателя, но приводит к быстрому расходу топлива.
Проект адаптивного турбореактивного двигателя предусматривает добавление в конструкцию силовой установки третьего внешнего воздушного контура. При полете на дозвуковой скорости третий воздушный контур будет открыт, и двигатель будет работать практически как турбовентиляторная силовая установка с большой степенью двухконтурности. В таком режиме силовая установка будет иметь несколько бо́льшую тягу и существенно меньшее потребление топлива.
По предварительной оценке разработчиков, топливная экономичность адаптивного двигателя по сравнению с F135 будет выше на 25 процентов, диапазон рабочих режимов — на 30 процентов, а тяга — на 5-10 процентов.
Двигатели, сборкой которых занялись компании General Electric и Pratt & Whitney получили обозначение XA100 и XA101. Первые опытные образцы этих силовых установок смогут развивать тягу до 200 килоньютонов. Для сравнения, максимальная тяга двигателя F135 составляет 125 килоньютонов и 191 килоньютон в режиме форсажа. Процесс сборки и испытания отдельных узлов перспективных двигателей должен завершиться в конце 2019 года, а с 2020 года разработчики приступят к испытаниям силовых установок в сборе.
В конце 2015 года американская компания Northrop Grumman приступила к исследованиям, которые в перспективе позволят значительно снизить температуру боевых лазеров и их систем энергоснабжения, а также бортового оборудования и обычного вооружения перспективных боевых самолетов. В качестве одного из вариантов исследователи рассматривают возможность создания теплового аккумулятора. Тепло от боевых лазеров и систем подачи энергии будет накапливаться в нем, а при достижении полной емкости аккумулятора оно будет отводиться от него в рассеивающий контур.
Рассеивающий контур, помимо прочего, будет включать в себя теплоотводящие элементы в третьем контуре адаптивного двигателя, через который будет проходить воздух во время полета. По предварительной оценке, многоступенчатая система отвода тепла позволит добиться по меньшей мере неувеличения тепловой заметности боевого самолета при использовании большого количества систем — источников тепла.
Василий Сычёв
Источник
Ракетно-турбинный двигатель (РТД) — комбинированный двигатель, в котором сочетаются элементы турбореактивного и ракетного двигателей. В РТД компрессор, сжимающий атмосферный воздух, приводится во вращение турбиной, работающей на продуктах сгорания газогенератора (ГГ), представляющего собой ракетный двигатель. Основные разновидности РТД: по принципиальной схеме — РТД со смешением потоков продуктов сгорания ГГ и воздуха за компрессором — РТДсм , РТД с раздельными потоками — РТДр ; по типу используемого топлива — РТД жидкого топлива (РТДЖ), РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газообразного топлива (РТДГ), РТД гибридного топлива и воздушно-реактивные РТД, использующие в качестве топлива горючее при работе ГГ ракетного двигателя на газифицированном и подогретом горючем или на переобогащённой смеси воздух — горючее (РТД «пароводородной» схемы — РТДп, РТД с системой ожижения части воздуха, отбираемого за компрессором, — РТДож и др.); по конструктивной схеме — РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины, РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с частотой вращения ротора турбины.
Термодинамический цикл РТД, как и любого комбинированного двигателя, состоит из двух циклов: генераторного ракетного цикла (цикла ГГ) и основного (рабочего) воздушного цикла с обменом энергии между ними и передачей механической работы (в РТДр) или работы и теплоты (в РТДсм). Относительная работа и термический кпд (о1) основного цикла РТД выше соответствующих параметров циклов форсированных ТРД (или ТРДД) благодаря увеличению степени повышения давления в цикле ГГ и степени теплоподвода, что при использовании одного и того же топлива обусловливает тягово-экономические преимущества РТД перед форсированными ТРД (или ТРДД). Удельная масса РТД ниже, чем ТРДДФ, вследствие увеличения давления в цикле ГГ и уменьшения размеров ГГ. Высотно-скоростные характеристики РТД, использующего ракетное топливо, занимают промежуточное положение между характеристиками ЖРД и ТРДФ (или ТРДДФ). РТД имеют преимущества перед смешанной силовой установкой, состоящей из ТРДФ (или ТРДДФ) и ЖРД, обеспечивая при равных с ней значениях тяги более низкие удельные расходы топлива, а при одинаковых удельных расходах топлива обладают лучшими габаритными и высотными показателями.
В 80-х гг. РТД ещё не нашли практического применения.
Pratt & Whitney J58-P4 (обозначение компании JT11D) — турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который использовался на Lockheed A-12, и, впоследствии, на YF-12 и на SR-71 Blackbird. Это по существу гибрид турбореактивного двигателя и прямоточного воздушно-реактивного двигателя.
Фотография двигателя, где тоже хорошо видны перепускные трубы, отбирающие воздух у вентилятора
История и описание. J58 был первоначально развивался для ВМС США, для планируемой версии реактивной летающей лодки Martin P6M. После отмены этого проекта, двигатель был выбран Convair и Lockheed для их сверхзвуковых самолетов. Другие источники связывают его происхождение с запросами ВВС США для силовой установки WS-110A, в будущем XB-70 Valkyrie. Это был первый двигатель, который мог долго работать с применением форсажа, и первый двигатель, который был испытан ВВС США на скорости порядка 3 Махов. Главной особенностью J58 были конусы в воздухозаборниках изменяемой геометрии, которые автоматически перемещались вперед и назад, управляемые специальным компьютером. Управление положением конусов и перепускных створок происходит по данным о давлении воздуха в каналах воздухозаборников. Эти конусы смещали сверхзвуковой поток воздуха, гарантируя подачу дозвукового потока воздуха в воздухозаборники. Конусы находятся в выдвинутом положении и заблокированы при высоте ниже 9144 метров. Выше этой высоты они разблокируются. Если же скорость полета превышает 1.6 Маха, то конусы начинают перемещаться назад приблизительно на 4 см за 0.1 Мах, до общего расстояния приблизительно 66 см. (положение конусов программируется как функция числа М полета и может изменяться при отклонении от номинальных значений углов атаки и скольжения)
J58 это турбореактивный двигатель изменяемого цикла, который работает и как турбореактивный двигатель и как прямоточный воздушно-реактивный двигатель с помогающим вентилятором. Турбовентиляторные двигатели были редки в то время, но Бен Рич позднее описал двигатель как «турбовентиляторный реактивный двигатель с отбором воздуха (bypass jet engine by air withdrawal)». При скорости 3.2 Маха, 80 % тяги двигателя обеспечивается прямоточной частью двигателя и только 20 % турбореактивной частью. На более низких скоростях J58 работает как чистый турбореактивный двигатель. Двигатель SNECMA M35 считается развитием этого двигателя.
Высокие скорости и температуры двигателя потребовали нового реактивного топлива JP-7. Трудности в его поджигании потребовали впрыска в двигатель специального вещества — triethylborane (TEB), который впрыскивался в двигатель для поджига топлива вначале, и впрыскивался в форсажную камеру (для включения форсажа) в полете; выше ?5 °C TEB спонтанно загорается в контакте с воздухом. Каждый двигатель нес закрытый контейнер герметизируемый азотом (это видно на других фотографиях двигателя) с 600 смі TEB, что было достаточно для, по крайней мере, 16 запусков, перезапусков, или включений форсажа; это число ограничивало длительность полета SR-71, так как после каждой дозаправки в воздухе форсажные камеры должны быть заново зажжены.
Схема. J58 — гибридный двигатель: эффективный турбореактивный двигатель внутри прямоточного двигателя с помогающим вентилятором. Это требуется, потому что турбореактивные двигатели неэффективны на высоких скоростях, но прямоточные двигатели не могут работать на низких скоростях. Для решения этой проблемы, путь потока воздуха через двигатель меняется, в зависимости от того, что более эффективно: прямоточный двигатель, или турбореактивный двигатель, таким образом реализуя изменяемый цикл. Для создания этого эффекта, на скоростях более чем 3200 километров в час, носовой обтекатель двигателя выдвигался приблизительно на 5 сантиметров вперед, чтобы улучшить воздушный поток в прямоточной части.
Тут хорошо бы дать более детальное описание потоков воздуха в двигателе, согласно этой схеме (см след стр). Воздух первоначально сжатый и нагретый конусами ударной волны входит в 4-х стадийный компрессор, и, затем, поток воздуха разделяется: часть воздуха проходит в компрессор (воздух «основного потока»), в то время как оставшийся поток обходит ядро, чтобы войти в форсажную камеру. Воздух, идущий через компрессор далее сжимается перед входом в камеру сгорания, где он смешивается с топливом и поджигается. Температура потока достигает своего максимума в камере сгорания: чуть ниже температуры, от которой турбинные лопатки размягчились бы. Воздух охлаждается, проходя через турбину и соединяется с воздухом обхода до того, как попадает в форсажную камеру.
Cхема потоков воздуха в двигателе, на разных скоростях Маха
В пределах 3-х Махов, начальное сжатие конусом ударной волны сильно нагревает воздух, что означает, что турбореактивная часть двигателя должна уменьшить отношение топливо/воздух в камере сгорания, чтобы не расплавить лопатки турбин далее по потоку. Турбореактивные компоненты двигателя таким образом обеспечивают намного меньшую тягу, а 80 % тяги двигателя обеспечивается воздухом, минующим большинство турбин и поступающим в форсажную камеру, где он сгорает, расширяясь и создавая реактивный момент в направлении задней поверхности сопла.
Технические данные
* тип двигателя: турбопрямоточный с осевым компрессором
* одновальный
* число уровней компрессора: 9
* RPM компрессора: 7000 об/мин
* число уровней турбины: 2
* камера сгорания: кольцевая c 8-ю камерами
* число инжекторов: 48 (6 на каждую камеру)
* температура перед турбиной: 1100° C
* температура исходящих газов (на форсаже): 1750° C
* Статическая тяга на форсаже: 144.6 kN
* Тяга без форсажа: 106.3 kN
* Вес: 3200 кг
* Длина: 5.72 м
* Диаметр макс.: 1.37 м
* Фронтальная поверхность: 1.48 кв. м.
* Расход воздуха: 150-200 кг/с
* Степень сжатия: 8.5:1
* Степень сжатия на крейсерской скорости: 40:1
* Удельный расход топлива в режиме форсажа = 53.8 грамм/кН*с
* Удельный расход топлива без форсажа = 25.48 грамм/кН*с
Источник
Британская компания Reaction Engines в конце октября 2019 года провела успешные испытания предохладителя, одного из самых важных компонентов перспективного комбинированного ракетного двигателя SABRE, с помощью которого будут совершать космические полеты ракетопланы. Испытания компонента проходили на скорости воздушного потока около 5 чисел Маха и температуре 1000 градусов Цельсия. В связи с этим мы решили вспомнить историю появления комбинированных, иначе называемых гибридными, двигателей для летательных аппаратов и разобраться, как именно работает британская силовая установка.
Так покоряли скорость
На 1940-1950-е годы пришелся бум развития авиационного моторостроения — появились и начали серийно использоваться на самолетах реактивные двигатели различных конструкций. Эти силовые установки на боевых самолетах обеспечивали повышенную маневренность и лучшее ускорение по сравнению с традиционными поршневыми двигателями, а также позволяли выполнять, пусть и кратковременные, полеты на скорости, превышающей скорость звука.
В 1950-х годах началась разработка новых боевых и разведывательных летательных аппаратов, способных безопасно для себя действовать в воздушном пространстве, охраняемом системами противовоздушной обороны противника. В частности, ставка делалась на скорость полета — считалось, что чем быстрее летит самолет, тем меньше шансов у зенитной ракеты его догнать.
Необходимость наращивать скорость потребовала поиска новых конструкторских решений. Дело в том, что уже существовавшие тогда воздушно-реактивные авиационные двигатели при всех возможных ухищрениях не могли обеспечить скорость полета больше 2–2,5 числа Маха.
На большой скорости полета на входе двигателя воздушный поток резко тормозится, из-за чего происходит, помимо прочего, его сжатие и рост температуры. Это, в свою очередь, приводит к снижению эффективности работы компрессора, а затем и неэффективному сгоранию топлива.
Разработчики авиационной техники начали экспериментировать с другими двигателями. Наиболее очевидным вариантом оказался ракетный двигатель, не имеющий ограничений по скорости встречного воздушного потока, поскольку для сжигания топлива атмосферный кислород он не использует.
Такой двигатель способен обеспечивать высокие скорости полета. Например, американский экспериментальный самолет Bell X-1 уверенно развивал скорости полета, близкие к 2 числам Маха, а в 1953 году достиг скорости в 2,5 числа Маха на высоте 21,4 тысячи метров. В 1963 году ракетоплан X-15 развил гиперзвуковую скорость в 5,58 числа Маха.
Тем не менее, ракетные двигатели плохо подходили для создания серийных военных, главным образом разведывательных, самолетов. Дело в том, что они не могли обеспечить большую продолжительность полета, а учитывая политическую обстановку того времени, она была крайне желательна, поскольку СССР от США отделяет значительное расстояние.
Так исследователи начали работать над комбинированными двигателями, которые могли бы сочетать в себе свойства силовых установок разных классов.
Например, в СССР в конце 1950-х — в 1960-х годах велась разработка комбинированных ракетно-прямоточных двигателей для разведывательных беспилотных летательных аппаратов. Такие двигатели сочетали в себе ракетную силовую установку и стоящую за ней прямоточную воздушно-реактивную установку.
Если упрощенно описывать работу такого двигателя, то она выглядела следующим образом: ракетная силовая установка сжигала топливо не полностью, после чего газовая струя с не сгоревшим топливом поступала в прямоточный двигатель, где тормозилась и сжималась. Там топливо дожигалось, и отработанные газы выходили из двигателя, создавая тягу.
Аналогичные проекты существовали и в США. В целом по теме комбинированных двигателей разработки велись по нескольким направлениям. Помимо ракетно-прямоточных создавались турбопрямоточные (газотурбинный и прямоточный контуры) и ракетно-турбинные (ракетный и газотурбинный контуры).
Некоторые проекты таких силовых установок предполагали, что они смогут обеспечить скорость полета больше 3 чисел Маха, а некоторые, работающие в том числе и на водороде, — больше 5 чисел Маха. К гиперзвуковой принято относить скорость больше 5 чисел Маха.
Полет «Черного дрозда»
В конце 1960-х годов американские ВВС и Центральное разведывательное управление начали использовать для разведки принципиально новый самолет SR-71 Blackbird, способный на длительные полеты на скорости в 3,17 числа Маха.
Допустимым был и кратковременный полет на скорости в 3,3 числа Маха, но при этом необходимо соблюсти множество условий, в том числе и по нагреву носовой части летательного аппарата. В полете планер самолета мог разогреваться до 450-480 градусов Цельсия.
В 1976 году SR-71 установил рекорд скорости при полете по прямой, составивший 3529,56 километра в час (около 3,3 числа Маха) на высоте 25,9 тысячи метров (это, к слову, тоже было рекордом).
Такой скорости самолет, списанный в 1998 году, мог достигать благодаря комбинированным турбопрямоточным двигателям J58, которые сам разработчик — компания Pratt & Whitney — называл турбореактивными двигателями изменяемого цикла.
По сути, силовая установка J58 сочетала в себе обычный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой и прямоточный воздушно-реактивный двигатель. Воздухозаборник установки был оборудован подвижными в горизонтальной плоскости конусами.
Основную тягу при полете на скоростях до 2 чисел Маха обеспечивали турбореактивные двигатели, размещенные внутри прямоточных воздушно-реактивных. В таком режиме бóльшая часть поступающего воздуха проходила через зону компрессоров, сжималась, смешивалась с топливом и поступала в камеру сгорания.
Истекающие из камеры сгорания разогретые газы вращали турбину, которая раскручивала входной вентилятор турбореактивного двигателя. По мере роста скорости полета конусы в воздухозаборниках задвигались, постепенно отводя все больше воздуха в обходные каналы прямоточных двигателей.
При этом минимальный приток воздуха в турбореактивный двигатель все равно сохранялся, но уже просто для поддержания его стабильной работы.
При скорости полета около 3 чисел Маха конусы уже были задвинуты почти полностью — бóльшая часть набегающего воздуха сжималась за счет торможения на входе в двигатель и образования в нем ударных волн, из-за этого нагревалась и, минуя компрессоры, камеру сгорания и турбину, поступала сразу в форсажную камеру.
Там воздух смешивался с топливом и раскаленными газами из камеры сгорания турбореактивного двигателя. В таком режиме полета только 10 процентов тяги обеспечивались контуром обычного реактивного двигателя, а 90 процентов – прямоточного.
Сегодня американская компания Lockheed Martin в инициативном порядке разрабатывает разведывательный гиперзвуковой беспилотный летательный аппарат SR-72, способный выполнять полеты на скорости до 6 чисел Маха.
Разработчики утверждают, что этот аппарат также получит комбинированный двигатель, в котором будут объединены качества сразу трех силовых установок: турбореактивной, сверхзвуковой прямоточной и гиперзвуковой прямоточной воздушно-реактивной. Последние две, объединенные в одном корпусе, будут иметь с турбореактивной установкой общие воздухозаборник и сопло.
По похожей схеме для своего гиперзвукового беспилотника разрабатывает комбинированный двигатель китайский Научно-исследовательский и проектно-конструкторский институт авиации в Чэнду. Его силовая установка будет сочетать в себе качества турбореактивного, ракетно-прямоточного и ракетного двигателей.
Китайский двигатель, прошедший первый этап стендовых испытаний в январе текущего года, как предполагается, сможет разгонять беспилотный аппарат до скорости около 6 чисел Маха.
В космос на самолете
В феврале 2018 года российское Опытно-конструкторское бюро имени Люльки провело испытания комбинированного турбопрямоточного пульсирующего детонационного двигателя. Испытания установки — уменьшенного прототипа двигателя — проходили в турбореактивном и прямоточном режимах.
Частота детонации топливной смеси в новом российском двигателе составляет 20 килогерц. Силовая установка разрабатывается для применения на самолетах, способных на традиционный аэродромный взлет и полеты за пределы атмосферы.
Детонацией называется такое горение какого-либо вещества, в котором фронт горения распространяется быстрее скорости звука. При этом по веществу проходит ударная волна, за которой следует химическая реакция с выделением большого количества энергии.
В современных двигателях сгорание топлива происходит с дозвуковой скоростью. Такое горение называется дефлаграцией.
Детонационные двигатели конструктивно делятся на два основных типа: импульсные (или пульсирующие) и ротационные.
В импульсных двигателях происходят короткие взрывы по мере сгорания небольших порций топливо-воздушной смеси. В ротационных же горение смеси происходит в кольцевой камере постоянно без остановки. Детонационные двигатели способны работать в широком пределе скоростей полета — от 0 до 5 чисел Маха.
Считается, что такие силовые установки могут выдавать большую мощность, потребляя топлива меньше, чем обычные реактивные двигатели. При этом конструкция детонационных двигателей относительно проста: в них отсутствуют компрессор и многие движущиеся части.
Некоторые разработчики считают комбинированные двигатели ключом к созданию космопланов, не нуждающихся в дополнительных ступенях. В отличие от уже не используемых американских Space Shuttle или советского «Буран», которые не могли обходиться без ракет-носителей, или разрабатываемого сегодня американского SpaceShipTwo, который не может обходиться без самолета-носителя White Knight Two.
Космопланы с комбинированными двигателями смогут взлетать с наземных аэродромов и самостоятельно вылетать за пределы атмосферы. Такие аппараты можно будет использовать как для дешевой доставки небольших спутников на орбиту, так и для космического туризма.
Британская компания Reaction Engines создает собственный комбинированный двигатель для космоплана Skylon собственной же разработки (хотя изначально речь шла о небольшой ракете-носителе). Британский двигатель можно отнести к классу ракетно-турбинных комбинированных силовых установок, поскольку он будет сочетать в себе свойства турбореактивного и ракетного двигателей.
Упрощенно схема работы SABRE выглядит следующим образом: в полете воздух поступает в воздухозаборник, затем в компрессор, а потом в камеру сгорания ракетной части. Там он уже смешивается с водородом, смесь сгорает, а истекающие газы — создают тягу.
Такой режим предполагается использовать для полетов в пределах атмосферы и на скорости до 5,5 числа Маха. После превышения этой скорости воздухозаборник будет полностью перекрываться. При этом для сжигания водорода в ракетной части двигателя будет использоваться жидкий кислород из кислородных баков.
Этой схемой работы SABRE похож на комбинированный двигатель LACE, конструкцию которого в 1980-х годах предложил британский конструктор Алан Бонд.
В двигателе LACE на атмосферном участке полета жидкий кислород планировалось получать из атмосферного воздуха путем его охлаждения. Кроме того, в LACE турбина должна была раскручиваться газами, истекающими из ракетной части двигателя. Вращение турбины передавалось бы на компрессор, сжимающий воздух, который поступал бы из воздухозаборника.
Проект LACE разрабатывался в рамках засекреченной программы HOTOL, предполагающей создание космоплана. Эта программа была закрыта в 1989 году из-за нехватки финансирования.
SABRE
SABRE расшифровывается как Synergetic Air Breathing Rocket Engine, синергический воздушно-реактивный ракетный двигатель. Эта силовая установка состоит из нескольких ступеней: воздухозаборника, предохладителя, компрессора, системы охлаждения, камеры сгорания, сопла и «прямоточных дожигателей».
В полете воздух будет попадать в воздухозаборник, где будет происходить его сжатие и, как следствие, нагрев. На скоростях около 5 чисел Маха нагрев воздуха может достигать 1,5 тысячи градусов — это критично высокая температура как для самого двигателя, так и для эффективного сжигания топлива.
В предохладителе, состоящем из 16800 тончайших трубок, воздух будет охлаждаться до температуры в -150 градусов Цельсия. Внутрь трубок под давлением почти в 200 атмосфер закачивается жидкий гелий, выполняющий роль теплоносителя.
После предохладителя воздух поступает в компрессор, способный сжимать его до 140 атмосфер, после чего сжатый воздух поступает в камеру сгорания ракетной части двигателя. Тягу будут создавать отработавшие газы, истекающие из сопла.
Гелий, нагреваясь от воздуха и от этого расширяясь, в предохладителе сначала будет поступать в зону турбины, раскручивая ее. Вращение от турбины будет передаваться на компрессор.
После турбины гелий будет подаваться в охладитель. Там его температура снизится за счет теплообмена с жидким водородом, подающимся по сети трубочек из топливного бака. Нагревшийся водород из системы охлаждения частично будет поступать в камеру сгорания ракетной части двигателя.
Разработчики отмечают, что из-за нагрева в камере охлаждения будет образовываться больше нагретого водорода, чем необходимо для работы ракетной части двигателя. Излишки водорода и будут сгорать в «прямоточных дожигателях». Последние представляют собой небольшие прямоточные воздушно-реактивные двигатели, играющие двойную роль.
Во-первых, они будут сжигать излишки водорода, внося небольшой вклад в создание тяги двигателя. Во-вторых, в них из зоны забора компрессора (расположена перед ним) будут стекать излишки воздуха, не попавшие в основной контур двигателя.
На скорости более 5,5 числа Маха воздухозаборник силовой установки будет полностью перекрываться. При этом ракетный двигатель переключится на подачу окислителя — жидкого кислорода — из кислородного бака.
Отличительной чертой комбинированного двигателя SABRE разработчики называют его относительную компактность — по своим размерам он не будет превышать турбовентиляторный двигатель F135, стоящий на американских истребителях F-35 Lightning II.
Длина F135 составляет 5,6 метра, а наибольший диаметр — 1,2 метра. Двигатель имеет массу 1,7 тонны без учета дополнительных систем.
На протяжении ближайшего года Reaction Engines намерена провести серию испытаний не только предохладителя, но и нескольких других частей перспективного комбинированного двигателя.
Параллельно будет вестись сборка первого полноразмерного образца силовой установки, стендовые испытания которого планируется начать в конце 2020-го или в 2021 году. Предполагается, что космопланы с двигателями SABRE могут начать выполнять регулярные полеты в 2030-х годах.
Современные авиационные и космические разработки, помимо прочего, нацелены на уменьшение стоимости полета и запусков. Предполагается, что комбинированные двигатели помогут решить эту задачу. Но существуют и другие разработки, в том числе ротационных детонационных и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей. О некоторых из таких разработок мы рассказывали в материале «Установки на будущее».
Василий Сычёв
Источник