Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) считаются наиболее перспективными для высокоскоростных внутриатмосферных БЛА. Принцип работы сверхзвукового ПВРД с дозвуковым горением основан на сжатии воздушного потока во входном диффузоре, теплоподводе к воздуху в камере сгорания и истечении продуктов сгорания через сверхзвуковое сопло. Сила тяги таких двигателей определяется приростом количества движения воздуха, проходящего через двигатель. Величина этого прироста зависит от степени повышения статического давления воздуха в камере сгорания, которое, в свою очередь, зависит от высоты, скорости набегающего потока и тепловых потерь в воздухозаборнике в скачках уплотнения. В диапазоне 2<М<4 величина избыточного давления в камере сгорания приближенно определяется выражением [7]:

p_изб = p_н [6,65(M–1)²–1]                                             (5.1)

При дозвуковых и малых околозвуковых скоростях полета давление в камере сгорания получается небольшим, следовательно, и тягово-экономические характеристики ПВРД оказываются низкими. При значительных сверхзвуковых скоростях полета (М>2) давление в камере сгорания значительно повышается, вследствие чего эффективность ПВРД резко возрастает.

Перевод потока в дозвуковой диапазон осуществляется в воздухозаборнике посредством системы косых и замыкающего прямого скачка уплотнения. Профилировка центрального тела воздухозаборника (рис. 5.9) выполняется таким образом, чтобы интенсивность скачков, а, следовательно, и потери полного давления были минимальны. На рисунке 5.9 приведен характер графиков изменения параметров потока (температуры Т, давления p и скорости V) по тракту двигателя [20].

Камера сгорания сверхзвукового ПВРД снабжена устройствами турбулизации потока, выполняющими роль стабилизаторов процесса горения. Так как давление в камере сгорания ПВРД примерно на порядок ниже, чем в ракетных двигателях, то степень поджатия потока в сверхзвуковом сопле, определяемая отношением F_кр/ F_a колеблется в пределах 0,7…0,9 и редко бывает ниже.

Рис. 5.9 Схема ПВРД и графики изменения параметров потока по тракту двигателя: 1 – входной диффузор; 2 – камера сгорания; 3 – сопло; 4 – форсунки; 5 – стабилизатор горения

Для достижения необходимой скорости начала работы ПВРД конструктивно внутри пустого объема его камеры сгорания размещают стартовый ускоритель (РДТТ), либо заряд твердого топлива.

В первом случае (2-ступенчатый вариант) ускоритель после разгона БЛА до требуемой скорости сбрасывается под действием набегающего потока. Во втором случае (2-режимный вариант) после выгорания заряда твердого топлива стартового режима сбрасывается сопло РДТТ, площадь критического сечения которого значительно меньше, чем у ПВРД.

Оба варианта конструктивной реализации КПВРД имеют как преимущества, так и недостатки. В варианте со сбрасываемым РДТТ масса комбинированной двигательной установки получается выше, чем во втором варианте, за счет стартовой камеры РДТТ. Но потребная масса топлива маршевого ПВРД получается меньше за счет сброса ускорителя после окончания стартового режима.

В варианте с вкладным твердотопливным зарядом масса конструкции камеры сгорания ПВРД получается выше, т.к. ее стенки рассчитываются на давление, равное внутреннему давлению в РДТТ. Таким образом, суммарная масса конструкции обоих вариантов может оказаться соизмеримой, и окончательный ответ о целесообразности того или иного решения может дать лишь сравнительный анализ результатов решения комплексной задачи проектного анализа.

При моделировании траектории полета БЛА с КПВРД могут быть использованы подходы, описанные в предыдущем разделе:

1). Программный полет с участком прямого наведения на цель, описываемый СпП BAL8 (выход на маршевую высоту по экспоненте с углом θ_max, полет на постоянной высоте Н₁, разворот на пикирование по заданному радиусу R₁ и прямое наведение на цель с заданным углом θ_к).

2). Комбинированное наведение на цель с использованием программного выхода на высоту маршевого полета (СпП BAL8) и участок самонаведения на цель по методу пропорциональной навигации, моделируемый СпП BAL2.

3). Программный полет с низковысотным участком подхода к цели, реализуемый СпП BAL8: выход на маршевую высоту с заданным углом θ_{m ax},

полет на постоянной высоте Н₁, при переходе на низковысотный участок траектории, задаваемый координатой X_P, осуществляется повторное обращение к СпП BAL8 с заданным углом θ_{m in}<0.

Структура задания на генерацию программы проектного анализа БЛА класса В-П с КПВРД с различными вариантами моделирования траекторий полета приведена в таблице 5.5

Таблица 5.5

Структура задания на генерацию программы проектного анализа БЛА класса В-П с КПВРД