Концепция построения стехиометрического турбореактивного двигателя

Предложен альтернативный путь развития сверх- и гиперзвуковых газотурбинных двигателей. В настоящее время ведущие авиадвигателестроительные компании, такие как General Electric Company, United Technologies Corporation, Rolls-Royce и SNECMA Group проводят активную техническую политику по созданию авиационных газотурбинных двигателей новых поколений (программы VAATE, IHPET, UEET, VITAL и др.). Как показывает динамика развития таких двигателей, сроки смены поколений авиационных двигателей удлиняются, а границы между поколениями становятся все более условными, что свидетельствует о системном кризисе. Для сохранения устойчивой работы газотурбинных двигателей авиационные компрессоры регулируют. С этой целью их делают двухконтурными и многовальными, что позволяет сохранять устойчивую работу на дозвуковых и умеренных сверхзвуковых скоростях полета, но является препятствием для их дальнейшего роста. Предложено отказаться от регулирования компрессора как метода обеспечения устойчивой работы двигателя и перейти к регулированию турбины как способу поддержания заданного режима работы компрессора. Для исключения рассогласования ступеней компрессора как явления необходимо, чтобы режим работы компрессора независимо от режима работы двигателя оставался расчетным либо близким к нему. В соответствии с этим принципом сформирован газодинамический облик газотурбинного двигателя как стехиометрический одноконтурный турбореактивный двигатель с одноступенчатой регулируемой турбиной. Программа регулирования двигателя, определяемая зависимостью приведенной частоты вращения от температуры торможения наружного воздуха, реализована путем изменения температуры газа перед турбиной и перепада давлений в ней. Переход к новой концепции построения газотурбинного двигателя открывает новые перспективы: расширяет диапазон скоростей полета вплоть до гиперзвуковых, повышает газодинамическую эффективность (общий коэффициент полезного действия более 40 %), снижает (более чем в 2 раза) удельную массу. Ключевым условием реализации концепции следует считать создание новых технологий, позволяющих повысить температуру газа перед турбиной до 2300…2400 К.

Литература

[1] Солонин В.И., Палкин В.А. Программы США по разработке принципиально новых технологий для двигателей шестого поколения военной авиации (обзор). Авиационные двигатели, 2019 № 4, с. 63–74, doi: https://doi.org/10.54349/26586061_2019_4_63

[2] Скибин В.А., Солонин В.И., Палкин В.А. Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор). Москва, Изд-во ЦИАМ, 2010. 673 с.

[3] Сосунов В.А., Чепкин В.М., ред. Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Москва, Изд-во МАИ, 2003. 688 с.

[4] Письменный В.Л. Авиационная стехиометрическая силовая установка и способ ее регулирования. Патент РФ 2612482. Заявл. 03.03.2016, опубл. 09.03.2017.

[5] Письменный В.Л. Авиационная силовая установка и способ ее регулирования. Патент РФ 2616089. Заявл. 24.02.2016, опубл.12.04.2017.

[6] Письменный В.Л. Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования. Патент РФ 2645373. Заявл. 17.05.2016, опубл. 21.02.2018.

[7] Письменный В.Л. Турбореактивный двигатель с эжекторным наддувом. Патент РФ 2201518. Заявл. 19.03.2001, опубл. 27.03.2003.

[8] Письменный В.Л. Способ регулирования осевого компрессора в системе газотурбинного двигателя. Патент РФ 2535186. Заявл. 17.05.2013, опубл. 10.12.2014.

[9] Письменный В.Л. Способ форсирования турбореактивного двигателя. Патент РФ 2616137. Заявл. 06.06.2016, опубл. 12.04.2017.

[10] Письменный В.Л. Стехиометрические газотурбинные двигатели. Известия высших учебных заведений. Машиностроение, 2018, № 6, с. 78–85, doi: http://dx.doi.org/10.18698/0536-1044-2018-6-78-85

[11] Письменный В.Л. Теплообменник. Патент РФ 2607916. Заявл. 21.12.2015, опубл. 11.01.2017.

[12] Письменный В.Л. Камера сгорания авиационного газотурбинного двигателя. Патент РФ 2612449. Заявл. 29.02.2016, опубл. 09.03.2017.

[13] Кабалов Е.Н., Петрушин Н.В., Светов И.А. и др. Никелевые литейные жаропрочные сплавы нового поколения. Авиационные материалы и технологии, 2012, № S, с. 36–51.

[14] Будиновский С.А., Смирнов А.А., Матвеев В.П. и др. Разработка теплозащитных покрытий для рабочих и сопловых лопаток турбины из жаропрочных и интерметаллидных сплавов. Труды ВИАМ, 2015, № 4, doi: https://doi.org/10.18577/2307-6046-2015-0-4-5-5

[15] Саитов Э.Н., Николаева Я.О., Бикбулатов А.М. Эффективность различных систем воздушного охлаждения лопаток газотурбинной установки. Вестник науки и образования, 2019, № 3–2, с. 5–9. URL: https://scientificjournal.ru/images/PDF/2019/VNO-57/VNO-3-57-II.pdf

[16] Письменный В.Л. Воздухо-воздушный радиатор и способ повышения его эффективности. Патент РФ 2632561. Заявл. 15.02.2016, опубл. 05.10.2017.

[17] Письменный В.Л. Гиперзвуковой космический старт. Сб. тез. XLV Академических чтений по космонавтике. Т. 3. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2021, с. 355–357.

[18] Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. Москва, Машиностроение, 1989. 264 с.

[19] Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических летательных аппаратов. Москва, Академия космонавтики, 1996. 213 с.

[20] Письменный В.Л. Турбоэжекторный двигатель. Патент РФ 2190772. Заявл. 13.04.1999, опубл. 10.10.2002.

[21] Письменный В.Л. Проблемы и перспективы развития авиационных двигателей. Вестник академии военных наук, 2014, № 3, с. 131–136.