Гіперзвуковий прямоточний повітряно-реактивний двигун

На відміну від звичайної ракети, яка швидко та практично вертикально пролітає крізь атмосферу, або літака, який літає на набагато ме́ншій швидкості, гіперзвуковий апарат повинен дотримуватися траєкторії, яка забезпечує режим роботи ГППРД, залишаючись у атмосфері з гіперзвуковою швидкістю. Апарат з ГППРД має у ліпшому випадку посереднє відношення тяги до ваги апарату, тому його прискорення мале у порівнянні з ракетами-носіями. Таким чином, час перебування у атмосфері такої космічної системи, повинен бути значним та становити від 15 до 30 хв. За аналогією з теплозахистом для аеродинамічного гальмування Спейс Шаттлу під час входження в атмосферу, теплозахист такої системи повинен бути також значним. Загальний час апарату у атмосфері при гіперзвукових швидкостях є триваліший у порівнянні з одноразовою капсулою, що повертається, але менш тривалий у порівнянні зі космічним човником.

Нові матеріали пропонують добре охолодження та теплозахист при високих температурах, але, як правило, відносяться до абляційних матеріалів, які поступово втрачаються під час використання, забираючи із собою тепло. Таким чином, дослідження в основному фокусуються на активному охолодженні корпусу, в яких хладагент примусово циркулює у «теплонапружених» частинах корпусу, відводячи підвищену температуру від корпусу та запобігаючи його руйнуванню. Як правило, як теплоносій пропонується використовувати паливо, в багато чому аналогічно тому, як у сучасних ракетних двигунах використовують паливо або окислювач при охолодженні сопла та камери згоряння (КЗ). Додавання будь-якої складної охолоджуючої системи призводить до збільшення ваги та зниження ефективності системи в цілому. Таким чином, необхідність активної системи охолодження є стримуючим фактором, який знижує ефективність та перспективність застосування ГППРД.

Продуктивність космічної системи в основному пов'язана з її стартовою вагою. Як правило, апарат проектується з метою зробити найбільшим радіус дії (${\displaystyle R}$), висоту орбіти (${\displaystyle R}$) або долю маси корисного вантажу (${\displaystyle \Gamma }$) з використанням конкретного двигуна та палива. Це призводить до компромісів між ефективністю двигуна, тобто масою палива, та складністю двигуна, тобто його сухою масою, що може бути виражено наступним чином:

${\displaystyle \Pi _{e}+\Pi _{f}+{\frac {1}{\Gamma }}=1}$,

де ${\displaystyle \Pi _{e}={\frac {m_{empty}}{m_{initial}}}}$ — доля маси без палива, яка має в своєму складі усю конструкцію, включаючи паливні баки та двигуни; ${\displaystyle \Pi _{f}={\frac {m_{fuel}}{m_{initial}}}}$ — доля маси палива та окислювача, якщо останній використовується, також маса тих матеріалів, які будуть використані протягом польоту та призначені виключно для здійснення цього польоту; ${\displaystyle \Gamma ={\frac {m_{initial}}{m_{payload}}}}$ — початкове співвідношення мас, яке є зворотною величиною до постачаємої за призначенням частки корисного навантаження (КН). Використання ГППРД збільшує масу двигуна ${\displaystyle \Pi _{e}}$ у порівнянні з ракетою та зменшує частку палива ${\displaystyle \Pi _{f}}$. тому важко вирішити, яка з використовуваних систем буде мати перевагу та дасть менше значення ${\displaystyle \Gamma }$, що означає збільшення корисного навантаження при тій самій стартовій масі. Прибічники ГППРД стверджують, що зменшення стартової маси за рахунок палива складатиме 30%, а збільшення за рахунок додавання гіперзвукового ППРД складатиме 10%. Упевненість при обчисленні будь-якої маси у гіпотетичному апараті така велика, що незначні зміни у прогнозах ефективності або маси ГППРД можуть переважити шальки терезів частки КН в одну або іншу сторону. Окрім того, необхідно враховувати опір повітря або тертя зміненої конфігурації. тертя апарату може розглядатися як сума тертя самого апарату (${\displaystyle D}$) та тертя встановленого ГППРД (${\displaystyle D_{e}}$). Тертя установки традиційно визначається из тертя пілонів та потоку у самому двигуні, яке може бути записано у вигляді знижуючого тягу коефіцієнта:

${\displaystyle D_{e}=\phi _{e}F}$,

де ${\displaystyle \phi _{e}}$ — множник, який враховує втрати на опір повітря та ${\displaystyle F}$ — тяга двигуна без врахування тертя. Якщо ГППРД інтегрований у аеродинамічне тіло апарату, можна вважати, що тертя двигуна (${\displaystyle D_{e}}$) є різницею від тертя базової конфігурації апарату. Загальна ефективність двигуна може бути представлена у вигляді значення у інтервалі від 0 до 1 (${\displaystyle \eta _{0}}$) в терминах питомого імпульсу (УИ):

питомий імпульс різних типів двигунів при різних значеннях швидкості.

${\displaystyle \eta _{0}={\frac {g_{0}V_{0}}{h_{PR}}}\cdot I_{sp}={\frac {E_{thrust}}{E_{chem}}}}$,

Де ${\displaystyle g_{0}}$ — прискорення вільного падіння на земної поверхні; ${\displaystyle V_{0}}$ — швидкість апарату; ${\displaystyle I_{sp}}$ — ПІ; ${\displaystyle h_{PR}}$ — температура горіння палива; ${\displaystyle E_{thrust}}$ — результуюча тяга та ${\displaystyle E_{chem}}$ — доступна хімічна енергія. ПІ часто використовується як показник ефективності ракет, тому що у випадку, наприклад, РРД існує прямий зв'язок між питомим імпульсом, питомим споживанням палива та швидкістю витоку вихлопних газів. Звичайно ця величина (ПІ) в меншій мірі використовується для двигунів на літаках та тут варто відзначити також, що у цьому випадку ${\displaystyle \eta _{0}}$ та ${\displaystyle I_{sp}}$ є функціями від поточної швидкості апарата. ПІ ракетного двигуна не залежить від швидкості, але залежить від висоти та досягає найбільших значень у вакуумі, де має максимальне значення у випадку киснево-водневих РРД, становлячи на поверхні 360 с, а у вакуумі 450 с (см. SSME, РД-0120). ПІ ГППРД має зворотну залежність від висоти та швидкості, досягаючи максимального значення при мінімальній швидкості, складаючи 1200 с, яке поступово зменшується зі зростанням швидкості, хоча ці оцінки значно різняться у літературі. У простому випадку одноступеневого апарату доля маси палива може бути виражена наступним чином:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-exp\left[-{\frac {\left({\frac {V_{initial}^{2}}{2}}-{\frac {V_{i}^{2}}{2}}\right)+\int {g}\,dr}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-{\frac {D+D_{e}}{F}}\right)}}\right]}$,

яка може бути виражена у випадку одноступеневої космічної системи наступним чином:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-exp\left[-{\frac {g_{0}r_{0}\left(1-{\frac {1}{2}}{\frac {r_{0}}{r}}\right)}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-{\frac {D+D_{e}}{F}}\right)}}\right]}$

або у випадку польоту літака з постійною швидкістю та висотою:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-exp\left[-{\frac {g_{0}R}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{L}}{C_{D}}}}}\right]}$,

де ${\displaystyle R}$ — радіус дії, який може бути виражений за формулою у термінах радіуса Бреге́:

${\displaystyle \Pi _{f}=1-exp\left[{-BR}\right]}$, де радіус Бреге́ — : ${\displaystyle B={\frac {g_{0}}{\eta _{0}h_{PR}\left(1-\phi _{e}\right){\frac {C_{L}}{C_{D}}}}}}$

та ${\displaystyle {C_{L}}}$ — коефіцієнт підйомної сили та ${\displaystyle {C_{D}}}$ — коефіцієнт аеродинамічного опору (більш докладно — англ. Drag coefficient). Остання достатньо проста формула[10] допускає реалізацію одноступеневої космічної системи.

Гіперзвукові літаки мають небагато рухомих частин, або ж зовсім їх позбавлені. Більшість складових частин являють собою поверхні, що безперервно переходять одна в одну. З простими паливними насосами та стартовим апаратом у вигляді самого літака, розробка апарату з ГППРД має тенденцію бути менш матеріалоємким та простішим на етапі конструювання, у порівнянні з іншими типами космічних систем.

Гіперзвуковий літак не може створити достатньо тяги до тих пір, поки не буде розігнаний до швидкості М≈5, хоча в залежності від конструкции, як зазначалося вище, можливий варіант гібридного НППРД/ГППРД, який може працювати на меншій швидкості. тим не менше, літак з горизонтальним злетом повинен бути оснащений додатковими ТРД або ракетними РРД для злету та початкового набору висоти та розгону. Також необхідно буде паливо для цих двигунів з усіма необхідними їм системами. Тому що варіант с важкими ТРД не зможе розігнатися до швидкості М>3, інший спосіб прискорення повинен бути обраний в цьому діапазоні швидкостей, а саме надзвукові НППРД або ракетні РРД. Вони також повинні будуть мати своє паливо та системи. Замість цього для початковій стадии польоту існують пропозиції використання першого ступеня у вигляді твердопаливного ракетного прискорювача, від якого позбавляються після набора швидкості.

На відміну від реактивних та ракетних рушійних систем, які можуть бути випробувані на землі, випробування гіперзвукових літаків можливе тільки в дорогих експериментальних установках або стартових комплексах, які ведуть до великих витрат при розробці. Експериментальні моделі після пусків зазвичай руйнуються під час або після завершення випробувань, що виключає їхнє повторне використання^{[джерело?]}.