Теория прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Часть 1. Сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель

Московский государственный технический университет 
имени Н.Э. Баумана 

Г.Ю. Мазинг, И.Е. Никитина 

ТЕОРИЯ ПРЯМОТОЧНОГО 
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНОГО  
ДВИГАТЕЛЯ 

Часть 1 

Сверхзвуковой прямоточный 
воздушно-реактивный двигатель 

Рекомендовано редсоветом МГТУ им. Н.Э. Баумана 
в качестве учебного пособия по курсу 
«Специальные двигатели ракетного оружия» 

М о с к в а 
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана 
2 0 0 6 

УДК 621.455 
ББК 39.62 
М13 

Рецензенты: Л.С. Яновский, В.Е. Смирнов 

Мазинг Г.Ю., Никитина И.Е. 
М13 
Теория прямоточного воздушно-реактивного двигателя:  
Учеб. пособие по курсу «Специальные двигатели ракетного 
оружия». – Ч. 1: Сверхзвуковой прямоточный воздушнореактивный двигатель. – М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 
2006. – 68 с.: ил.  

ISBN 5-7038-2820-1 

В первой части учебного пособия изложены устройство, принцип 
действия, элементарная теория прямоточного воздушно-реактивного 
двигателя, даны расчетные зависимости для его проектирования. 
Для студентов, изучающих дисциплины «Специальные двигатели ракетного оружия» и «Проектирование энергетических установок ракетного оружия», а также аспирантов и преподавателей, 
проводящих аудиторные занятия по указанным дисциплинам.  
Ил. 24. Библиогр. 7 назв. 

УДК 621.455 
ББК 39.62 

ISBN 5-7038-2820-1 
 МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006 

ВВЕДЕНИЕ 

Жидкостные и ракетные двигатели твердого топлива (ЖРД и 
РДТТ) работают на топливе, состоящем из горючего вещества и 
его окислителя и являющемся одновременно источником тепловой 
энергии и рабочего тела – газов, истекающих из сопла двигателя. В 
обоих случаях топливо размещается на борту ракеты. 
В воздушно-реактивном двигателе (ВРД) в качестве окислителя используется атмосферный кислород. Поэтому отпадает необходимость в специальном окислителе, входящем в бортовой запас 
топлива. 
На полное сгорание 1 кг таких горючих веществ, как бензин 
или керосин, расходуется примерно 15 кг воздуха. При использовании этих веществ в ВРД сгорание осуществляется при значительном избытке воздуха и вес горючего составляет меньшую  
долю веса воздуха, участвующего в процессе сгорания. Таким образом, в ВРД основным источником образования рабочего тела 
является атмосферный воздух. 
Заимствование окислителя и рабочего тела из среды, в которой 
происходит полет летательного аппарата (ЛА), позволяет уменьшить его массу. Ведь у ЛА с жидкостным или пороховым двигателем основную, в некоторых случаях подавляющую часть стартовой массы изделия составляет топливо. 
Однако использование атмосферного кислорода, обусловливающее основное преимущество ВРД, одновременно накладывает ограничение по высоте применения этого двигателя. На высотах свыше 
30…35 км при существующих технических возможностях использовать ВРД затруднительно. Кроме того, для каждого типа ВРД существует свое предельное значение скорости полета – при более высокой скорости применение его становится неэффективным. Хотя 
указанные недостатки ВРД сужают область его использования в ракетной технике, эти двигатели находят широкое применение в ЛА 
различных классов. 

В зависимости от того, каким образом производится сжатие 
воздуха, поступающего в двигатель, ВРД делят на две группы: 
бескомпрессорные и компрессорные. 
В бескомпрессорных двигателях сжатие воздуха осуществляется только скоростным напором набегающего воздушного потока, а в компрессорных, помимо скоростного напора, – специальными компрессорными устройствами. 
Бескомпрессорные ВРД делятся на прямоточные и пульсирующие. 
Очевидные преимущества имеют прямоточные воздушнореактивные двигатели (ПВРД) при использовании в ЛА больших скоростей (М ≥ 7). Этот тип двигателя отличается простотой устройства, малым весом конструкции, а главное, он в отличие от ВРД других типов может быть использован при высоких сверхзвуковых скоростях полета. В настоящее время создаются предпосылки для использования его при гиперзвуковых 
скоростях (до 15…20 М). 
В наше пособие включено изложение элементарной теории 
ПВРД. Попутно на основе знакомства с рабочим процессом ПВРД 
рассматриваются вопросы, общие для всех или для большинства 
типов ВРД, связанные с устройством и работой таких элементов, 
как диффузор и камера сгорания. 
Начало развития ВРД относится к середине XIX в., когда в 
России появились первые патенты на двигатели с использованием 
в качестве рабочего тела атмосферного воздуха. В работе  
И.И. Третесского, в проектах Н.М. Соковнина и Ф. Гешвенда отражено стремление передовых отечественных ученых того времени решить проблему реактивного полета новыми средствами. 
И.И. Третесский и Н.М. Соковнин использовали для движения 
аэростата реакцию газовой струи, Ф. Гешвенд предложил применить 
для движения ЛА силу реакции пара, образующегося в бортовой котельной установке, с усилением ее за счет отброса дополнительных 
масс воздуха, засасываемых из атмосферы через насадки эжектора. 
Первые модели газовых турбин были построены П.Д. Кузьминским (1892 г.) и В.В. Караводиным (1908 г.). Камера сгорания 
турбинной установки В.В. Караводина (1908 г.) представляла собой, по существу, первый резонансно-пульсирующий ВРД. 
В 1911 г. инженер А.Н. Горохов предложил проект мотокомпрессорного ВРД с предварительным сжатием воздуха в компрессоре, приводимом в действие поршневым двигателем. 
Идея прямоточного двигателя была выдвинута в 1913 г. французским инженером Рене Лореном. Однако создание первых мо

дельных образцов ПВРД и их испытание было осуществлено в Советском Союзе в 1932–1935 гг. Дозвуковой ПВРД был применен в 
1939 г. советским конструктором И.А. Меркуловым в качестве ускорителя к истребителю И-15. Два прямоточных двигателя, установленные под крыльями самолета, обеспечили прирост скорости 
сверх того предела, который достигался за счет работы поршневого двигателя. 
Конструктивная разработка ВРД была невозможна без прочного теоретического фундамента, созданного трудами отечественных 
и зарубежных ученых. 
В 1924 г. была опубликована работа В.С. Стечкина «Теория 
воздушного реактивного двигателя», которая послужила основой 
для разработки современной теории ВРД. 
В создании ВРД, как и в других областях реактивной техники, 
российские конструкторы всегда играли ведущую роль. В качестве 
примеров достаточно сослаться на образцы ВРД, разработанные 
ими для авиации и ракетной техники (рис. 1–7).  
На протяжении длительного периода развитие ВРД в основном 
было связано с авиацией. Однако в последнее время успехи в разработке прямоточных двигателей, имеющих высокие характеристики в области больших скоростей полета, открыли широкие возможности применения ВРД в образцах тактического, оперативнотактического назначения, зенитных управляемых ракетах (ЗУР), 
авиационных разработках и в космической технике. В настоящее 
время известен ряд проектов космического транспортного корабля 
многоразового использования, предусматривающих применение 
ВРД в разгонной ступени. Использование возможностей ВРД, несомненно, приведет к созданию образцов ЛА с более высокими 
летно-техническими параметрами и явится важной ступенью в 
общем техническом прогрессе. Новой областью применения ВРД 
является использование его для увеличения дальности стрельбы в 
активно-реактивных снарядах (АРС) и управляемых артиллерийских снарядах. 

Рис. 1. Зенитный ракетный комплекс (ЗРК) «Круг» на пусковой установке (ПУ) 

Рис. 2. Компоновочная схема зенитной управляемой ракеты 3М8 ЗРК «Круг»: 

1 – обтекатель; 2 – боевая часть; 3 – радиовзрыватель; 4 – воздушный аккумулятор давления; 5 – топливные баки;  
6 – поворотное крыло; 7 – рулевая машинка; 8 – аппаратура радиоуправления; 9 – автопилот; 10 – бак изопропилнитрата;  
11 – стартовый ускоритель; 12 – турбонасосный агрегат; 13 – блок форсунок; 14 – стабилизатор горения; 15 – стабилизатор 

Рис. 3. ЗРК «Куб» на ПУ 

Рис. 4. Компоновочная схема ЗУР 3М9 ЗРК «Куб»: 

1 – головка самонаведения; 2 – предохранительно-исполнительный механизм; 3 – боевая часть; 4 – радиовзрыватель;  
5 – воздушный аккумулятор давления; 6 – турбогенератор; 7– автопилот; 8 – рулевая машинка;  
9 – маршевый твердотопливный заряд ПВРД; 10 – заглушка; 11 – стартовый твердотопливный заряд; 12 – сопло 

Рис. 5. Экспериментальная ЗУР семейства 17Д на ПУ