aviadvig_032022

ДЛЯ АВИАЦИИ

СИНТЕЗ ДОСТИЖЕНИЙ РАЗЛИЧНЫХОТРАСЛЕЙ НАУКИ И ТЕХНИКИ

Фаворский О.Н., Курзинер Р.И.

7-14 ИССЛЕДОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ И ХАРАКТЕРИСТИК КОМБИНИРОВАННОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

ПАРАЛЛЕЛЬНОЙ СХЕМЫ ПЕРСПЕКТИВНОГО

ВЫСОКОСКОРОСТНОГО ПАССАЖИРСКОГО

САМОЛЕТА

Полев А С., Грунин А Н., Шлякотин В Е., Алендарь А Д

15-24 ВЫРОЖДЕНИЕ ИНТЕНСИВНОСТИ ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПОТОКА ПРИ РАЗЛИЧНЫХЧИСЛАХRE Непомнящий А Д., Маслов В П., Сунцов С В

25-28 ИССЛЕДОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА РАЗГОНЩИКА ПЕРСПЕКТИВНОЙ МНОГОРАЗОВОЙ

24 июня 2022 года не стало Олега Николаевича Фаворского, академика РАН, советника генерального директора ЦИАМ по научной работе, выдающегося ученого и конструктора в области авиационных двигателей, энергетики, теплотехники, председателя редакционного совета журнала «Авиационные двигатели», доктора технических наук, профессора, заслуженного инженера России и почетного авиастроителя. Олег Николаевич пришел на работу в ЦИАМ в 1951 году после окончания с отличием Московского авиационного института им. С. Орджоникидзе. Инициативный, нестандартно мыслящий, глубоко увлеченный своим делом, он прошел путь от рядового инженера до первого заместителя начальника ЦИАМ (1971…1973). С 1973 по 1987 год он– главный конструктор и генеральный директор МНПО «Союз». С 1956 года преподает в МФТИ, а с 1971-го заведует кафедрой автоматизации проектирования авиадвигателей. В 1987 году Олег Николаевич вернулся вЦИАМ, где до 2004 года был заместителем начальника (генерального директора), а потом– советником генерального директора. О.Н. Фаворским разработаны основы расчета двухвального ТРД (применительно к двигателю Р-11Ф2-300), основные принципы использования ядерной энергии в авиадвигателях, основы создания космических энергетических установок, электрореактивных двигателей, исследованы вопросы внешнего теплообмена в космосе. В МНПО «Союз» под его руководством создано пять двигателей трех разных типов для ряда самолетов и кры латых ракет. Возглавив доводку двигателя для высоких скоростей полета, он обеспечил успешное прохождение государственных

орденом

медалями; удостоен

академике О.Н. Фаворском навсегда останется

(1982), Государственной

истории ЦИАМ

коллег

друзей.

РФ (2000), премии им.Н.К. Байбакова (2004), международной премии «Глобальная энергия» (2008). Память

Авиационные двигатели l 3 (16) l

В 1919 году он– член Реввоенсовета (РВС) Южной группы Восточного фронта, сянваря 1920 года–

РВС 1-й армии, в сентябре– член РВС 14-й армии. Делегат X съезда РКП(б). В 1921…1922 годах П.И. Баранов– член РВС Туркестанского фронта, командовал войсками Ферганской области, член среднеазиатского бюро ЦК РКП(б). В 1923 году – начальник и комиссар бронесил РККА. Все это говорит о его высоких организаторских и боевых качествах, о его авторитете в военных и партийных кругах молодой советской Республики. Не случайно в 1923 году, после недолгого пребывания в должности комиссара бронесил, он был назначен заместителем начальника ВВС по политической части. С тех пор жизнь П.И. Баранова была связана с авиацией. В 32 года Петр Ионович становится начальником ВВС Красной Армии. В это время он сформулировал главную цель своей дальнейшей деятельности как одного из руководителей Красной Армии: «Я знаю, это трудное дело, но наш воздушный флот будет первым в мире». И вся его дальнейшая жизнь была посвящена этой цели. П.И. Баранов ездил за границу для закупки новой техники и технологий, но всегда считал, что самолеты страна должна производить сама. На второй день после назначения на должность начальника ВВС он отправился в ЦАГИ, где А.Н. Туполев провел для него экскурсию. С тех пор Петр Ионович постоянно навещал ЦАГИ. Он поддерживал идею создания института авиамоторостроения.

3 декабря 1930 года по докладу П.И. Баранова «О ходе выполнения опытного строительства по самолетам и моторам» Реввоенсовет СССР принял решение о создании Института авиационных моторов, который позже был назван Центральным институтом авиационного моторостроения. Петр Ионович был новатором в методах использования авиации в СССР. 2 августа 1930 года по его предложению была проведена демонстрационная выброска двенадцати парашютистов. Эта дата стала днем основания Воздушнодесантных

Исаевича Курзинера

10 октября 2022 года исполняется сто лет со дня рождения доктора технических наук, профессора, ведущего специалиста авиационной промышленности, крупного ученого Рувима Исаевича Курзинера, работавшего с1946 года и допоследних дней в ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Родился Р.И. Курзинер 10 октября 1922 года в Нижнем Новгороде. Егоотец до революции был рабочим-грузчиком на волжской пристани по погрузке и переборке рыбы, а после революции агентом по снабжению в «Волгопроде». Отец умер в 1923году, и в 1924-м мать с двумя маленькими детьми (пяти и двух лет) переехала в Москву, в район кооперативного поселка «Сокол». Наверное, это и определило выбор жизненного пути, таккак, окончив школу с отличием, Рувим Исаевич в 1939 году поступил вМосковский авиационный институт им. Серго Орджоникидзе.

Из автобиографии 1951 года:

«На протяжении учебы в институте был персональным стипендиатом: сначала получал стипендию им. Орджоникидзе, затем им. Ворошилова и с 1943 года был Сталинским стипендиатом. Окончил институт с отличием и был рекомендован в аспирантуру. После окончания института был слушателем курсов по реактивным двигателям.

В институте в 1944 году был принят в кандидаты в члены ВКП(б), а в 1946 году – в члены ВКП(б). Во время Великой Отечественной войны сначала работал фрезеровщиком на заводе № 24*) МАП и одновременно был бойцом истребительного батальона, затем был отозван на учебу в МАИ».

В ЦИАМ личное дело Р.И. Курзинера было начато в 1944 году, когда он пришел на студенческую практику вотдел № 15 конструктором. Однако действительно творческая биография Рувима Исаевича в стенах ЦИАМ нача лась в августе 1946 года, после окончания с отличием моторостроительного факультета МАИ, когда он в качестве инженера и аспиранта попал в отдел № 6.

Уже в ноябре он выбирает путь инженера-экспериментатора, а с июля 1947 года он уже старший инженер и руководитель темы по исследованию скоростей горения в специальных двигателях в лаборатории № 3 (ныне отделение авиационных двигателей). В 1947 году за трудовую деятельность решением Президиума Верховного Совета СССР награжден медалью «В память 800-летия Москвы».

Проведя цикл работ по теоретическому и экспериментальному исследованию рабочего процесса в пульсирующих прямоточных ВРД, Р.И. Курзинер в 1951 году подготовил диссертацию на соискание ученой степени кандидата технических наук, которую успешно защитил 2 января 1953 года на ученом совете ЦИАМ.

Разработанные Р.И. Курзинером экспериментальные методы исследований, применение расчетных методов Шульца– Грунова к анализу нестационарных процессов в этих двигателях позволили создать надежную теорию рабочего процесса пульсирующих ВРД, определить тяговые параметры этих двигателей. Выполненная под руко водством К.П. Станюковича диссертационная работа получила одобрение В.Н. Челомея, Я.Б. Зельдовича и Е.С.Щетинкова– одного из основоположников теории прямоточных двигателей, а Р.И. Курзинер с тех пор стал

С 1960 года деятельность Р.И. Курзинера была посвящена в основном теоретическому и экспериментальному

тельных аппаратах ракетного, авиационного и авиационно-космического типа. Им подробно были рассмотрены основы термодинамики комбинированных двигателей различных схем с оптимизацией параметров циклов, санализом основных данных, характеристик и методов регулирования двигателей. Эти широкие теоретические и экспериментальные исследования завершились успешной защитой докторской диссертации, и 15 октября 1976 года решением ВАК при Совете Министров СССР Рувиму Исаевичу Курзинеру присуждена ученая степень доктора технических наук.

Большое значение имеют труды Р.И. Курзинера по водородным двигателям, исследования ракетно-прямоточных, прямоточных ВРД и гиперзвуковых ПВРД. Благодаря ему эти направления получили признание научной общественности и стимулировали разработки в области высокоскоростных комбинированных и прямоточных ВРД в СССР. Имопубликовано более 150 научных работ, в том числе три монографии: «Исследование авиационных комбиниро ванных двигателей» (1975), фундаментальный учебный курс «Теория ВРД», в соавторстве (1975, 1987), и «Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета» (1977, 1989). За второе издание последней монографии ему присуждена премия им. проф. Н.Е. Жуковского и золотая медаль. В 1979 году Н.И. Курзинеру было присвоено ученое звание профессора.

В своих исследованиях Рувим Исаевич шел непроторенными дорогами, увлекая за собой товарищей, заражая их оптимизмом в решении сложнейших задач, обогащая авиационную науку новыми, пионерскими идеями.

которой состоялся в 1991 году и стал первым в мире успешным испытанием жидководородного двухрежимного ГПВРД.

Важное место в работах Р.И. Курзинера занимали проблемы выбора топлив для ВРД. Его инициатива и непосредственное творческое участие во многом определили развитие поисковых исследований высокоскоростных и высокотемпературных ВРД, в которых используются эндотермические углеводородные топлива. Им рассмотрен широкий круг вопросов, от термохимии и рецептур топлив до создания новых схем ВРД с эффективными термо динамическими циклами.

Р.И. Курзинер много занимался воспитанием молодежи, подготовкой научно-инженерных кадров, читал лекции в МАИ, МФТИ и ЦИПКК МАП, около 20 лет возглавлял работу секции и был членом оргкомитета Всесоюзных научных чтений.

Рувим Исаевич отличался глубокой порядочностью. Соблюдение морально-этических норм научной работы было для него не менее важным, чем ее эффективность и результаты. Много сил и времени он отдавал общественной работе. Был глубоко интеллигентным и доброжелательным человеком, честным и принципиальным коммунистом.

В своих последних работах он рассматривал новые направления развития и совершенствования комбинированных ВРД, использующих, в частности, хладоресурс и высокую работоспособность криогенных топлив, а также указал на возможности применения в двигателях нового термодинамического цикла с изменением фазового состояния воздуха. Эти работы и сегодня являются передовыми в мировом авиадвигателестроении и ждут талантливых исследователей.

Рувим Исаевич Курзинер скоропостижно скончался 18 декабря 1989 года в расцвете творческих сил, оставив яркий след в авиационной науке.

В память о Р.И. Курзинере редакционная коллегия помещает в этом выпуске журнала, в серии «Научное наследие», перепечатку его последней статьи, написанной совместно с академиком О.Н. Фаворским и вышедшей в свет в журнале «Теплофизика высоких температур» в 1990 году (Фаворский О.Н., Курзинер Р.И. Развитие воздушно-реактивных двигателей для авиации высоких скоростей полета – синтез достижений различных отраслей науки и техники // ТВТ. Т. 28, №4. С. 793–803).

Development of air-breathing engines for high-speed aviation by combining advances in various areas of science and engineering

FavorskiyO.N., Kurziner R.I. CIAM, Moscow

The article considers possibilities of using high cooling and work capacities of endothermic fuels, similar tousing corresponding properties of cryogenic fuels, based on the analysis of advancements in thermochemistry and their use in improving development methods for combined engines with more advanced thermodynamic cycles than the Brayton cycle traditionally implemented in air-breathing engines. The same results should promote anincrease in flight speed of an airplane with hydrocarbon-fueled engines.

Keywords: air-breathing engine, combined engine, endothermic fuel, cryogenic fuel, fuel’s cooling capacity, work of cycle

Введение

авиации–это

за увеличение скорости, высоты и дальности полета. В настоящее

как правило, связаны между собой: увеличение высоты с ростом скорости полета вызвано необходимостью уменьшить аэродинамический нагрев элементов конструкции. При этом предельная высота длительного полета аппарата в атмосфере определяется скоростью полета, т.е. несущей способностью крыла, а также зависит от энергетических параметров двигателя, определяемых

(Q

), скоростью

двигателях, и нет сомнения, что в ближайшие годы она найдет применение в авиации, и в первую очередь ввертолетных ГТД. Известная со времени появления предложения Ломбарда (фирма Rolls-Royce) утилизация энергии покидающих ГТД продуктов сгорания путем получения дополнительной работы в замкнутом цикле паросиловой установки (в стационарной

найти

Сегодня авиационные ВРД работают при Т

80,

вероятно,

самолетов,

повышением параметров

возрастающими

до 1800К

началу XXI века предполагается увели-

2100К

90…100. В увеличении КПД основных узлов ВРД, такихкак лопаточные машины (компрессоры и турбины), элементы проточного тракта и др., большую роль сыграло применение электронно-вычислительной техники, позволившее с внедрением пространственных методов расчета удачнее спрофилировать элементы проточной части и повысить, в частности, КПД компрессора до 86…88%, а турбины–до 90…92%. Сопутствующее повремени этому процессу увеличение степени двухконтурности ВРД позволило повысить полетный КПД и, как следствие, полный КПД силовой установки(СУ). Очень важной для двигателей с большой степенью двух контурности (m = 4…6) оказалась проблема оптимизации СУ по эффективной тяге с учетом внешнего сопротивления, учитывающая внешние и внутренние потери. У современных двигателей для пассажирской авиации, например двигателя ПС-90А для самолетов Ту-204 или Ил-96, при полете со скоростью 850км/ч величина удельного расхода топлива Cуд » 58г/(Н×ч) соответствует КПД СУ ~ ЗЗ%, а это значение КПД, как известно, находится на уровне современных значений КПД автомобильных карбюраторных двигателей и тепловых электро станций 1970…1980-х годов. Развитие ВРД для пассажирских самолетов путем замены двухконтурных двигателей винтовентиляторными позволит уменьшить C

были начаты поиски принципиально новых направлений, позволяющих получить качественно новые характеристики на основе достижений фундаментальных наук. Внимание прежде всего обратили на ядерные источники тепла, так как энергия деления ядер урана и плутония в ~1 млн раз превышает теплоту сгорания керосина и создает потенциальные возможности достижения безграничной дальности полета самолетов. Проработка силовых установок с использованием ядерной энергии разного типа для авиатехники показала техническую реализуемость ядерных авиационных ВРД. Однако одновременно определились и две принципиальные проблемы, затрудняющие практическую реализацию их применения. Первая–это сложность обеспечения безопасности при аварии самолетов с ядерными двига телями и ликвидации последствий подобных аварий. Вторая проблема–большой вес средств радиационной защиты людей на борту и аппаратуры и, как следствие этого, большие габариты и масса летательных аппаратов. Другое направление–использование солнечной энергии в авиации–не только рассматривалось, но и было реализовано на весьма легких летательных аппа ратах планерного типа. Однако создание таких объектов с солнечными

ч), или 140г/(л.с.

ч), т.е. до величин удельного расхода топлива лучших

будущего века.

более 30 лет

энергии продуктов сгорания, покидающих ГТД, в системе регенерации теплоты основного цикла двигателя привлекает внимание исследователей и инже неров. Более того, регенерация тепла уже нашла применение в энергетике и в автомобильных газотурбинных

Плотность r

определения

низких

Относительный хладоресурс (на единицу теплоты сгорания)

Свойства углеводородных авиационных топлив сувеличением скорости полета изменялись практически в одном направлении–повышении термостабильности, и в первую очередь температуры кипения с ростом тем пературы окружающей среды. При этом практически сохранялись физико-химические свойства топлив (массовая и объемная теплота сгорания, плотность, интервал температуры кипения) с невысокой вязкостью при низких температурах (n 40°C < 60 10 6 м 2/с), обеспечивающей возможность эксплуатации двигателя в высотных условиях (табл.1). Первыми четырьмя типами топлива, приведенными в табл.1, в основном исчерпывался перечень натуральных авиакеросинов, получаемых из нефти. Как топливо с повышенным энергосодержанием рассматривались синтезированные металло- и металлоидосодержащие углеводородные топлива с добавками таких веществ, как бор, алюминий, магний, литий, бериллий, приводившими к повышению температуры сгорания, увеличению удельного импульса и улучшению других характеристик [1]. В последние годы в анализе улучшения экономических характеристик двигателей и в связи ссырье выми и экологическими проблемами стало актуальным рассмотрение высококалорийных криогенных топлив,и прежде всего водорода. Стали интенсивно изучать при родный газ, попутный нефтяной газ и сложные углеводородные топлива. Так, в1988 году вСССРбыл проведен полет самолета Ту-155 с двигателем НК-88 на жидком водороде. В том же году были проведены полеты вертолета Ми-8Г с двигателем ТВ2-117, работа ющим на сконденсированной пропан-бутановой смеси. Этим были показаны возможности применения альтернативных авиационных топлив вгазотурбинных двигателях обычных схем (ТРДД и турбовальном ГТД), предназначенных для дозвуковых и малых сверхзвуковых скоростей полета, при реализации более высокой теплотворной способности топлива в традиционном цикле ВРД.

Для существенного улучшения характеристик современных летательных аппаратов в обозримый период

времени, по-видимому, нужны более радикальные решения, которые не только обеспечили бы возможность реализации термодинамических циклов, значительно более совершенных, чем цикл Брайтона, но и не были бы связаны с применением альтернативных тепловой энергии источников и принципов создания реактивной тяги, т.е. использовали бы обычные жидкие топлива. При этом для интересующих нас больших скоростей полета, т.е. для значений числа Маха (Мп), превышающих 3,5…4,0 (V = 3700…4200км/ч), использование водорода и других вышеназванных типов топлива позво ляет рассчитывать на решение двух фундаментальных задач: обеспечение работоспособности конструкции двигателя и летательного аппарата за счет использования хладоресурса топлива и улучшение термодинамического цикла по сравнению с циклом Брайтона в результате использования больших хладоресурса и работоспособности этих топлив и продуктов их термохимических превращений. На рис.2 и в табл.2 приведены физико-химические свойства авиационного водородного топлива (АВТ), авиационного метанового топлива (АМТ), пропана, бутана и пропан-бутановой смеси (авиационного скон денсированного

Авиационные двигатели l 3 (16) l 20229

массовая теплота сгорания

Низшая объемная теплота сгорания Q

Температура плавления

кДж/л

138

259 180 185 130 60 Критическая температура

Температура заправки

240 82 97 152 172 Плотность жидкости при

77,15 450 730 737 675 Абсолютный хладоресурс DH

кг/м

, кДж/кг 12370 2650 2440 2330 2380 Относительный хладоресурс (на единицу теплоты сгорания) DH

Q

0,109 0,053 0,052 0,051 0,052 Газовая постоянная R, кДж/(кг K) 4,12 0,518 0,189 0,143

хладоресурс криогенных топлив открывает новые возможности для увеличения температуры в проточной части ГТД и прямоточных ВРД. Так, например, при замене керосина метаном в результате использования хладоресурса метана для охлаждения лопаток турбины принципиально возможно повысить температуру газа перед турбиной ТРД с форсажной камерой (ТРДФ) на 200…300К, т.е. до 1900…2000К, и расширить диапазон эффективного использования двигателей этого типа вплоть до Мп = 4…5. Использование хладоресурса водорода теоретически (по необходимым затратам холода

ность не только криогенных, но и других альтернативных топлив может быть использована для принципиального улучшения цикла ВРД по сравнению с циклом Брайтона. Особую значимость приобретают методы использования высоких хладоресурса и работоспособности топлив, не связанные с необходимостью повышения максимальной температуры генераторного цикла. К числу важнейших, по мнению авторов, относится

альтернативного

элементов двигателя)

газа перед турби-

(2400…2600К).

водорода и других приведенных в табл.2 топлив свидетель ствует о возможности реализации высокой работоспособности топлив в газообразном состоянии. Таким образом, наряду с хладоресурсом высокая работоспособ-

ется существенным уменьшением работы сжатия (lс) и увеличением работы расширения (lр). Это направление улучшения эффективности термодинамического цикла ВРД является конкретным выражением возможностей использования энергоемкости альтернативных топлив, определяемой их относительным хладоресурсом (D

газовой постоянной (R). В отличие от криогенных и других альтернативных топлив относительный хладоресурс обычных авиационных топлив (TC-1, РТ и др.) ограничен из-за низкой температуры, определяемой термостабильностью этих топлив (см. табл.1). В то же время при повышении термостабильности, например при азотизации топлив с уменьшением относительной доли растворенного вних кислорода, возникает возможность увеличения их относительного хладоресурса и повышения работоспособности. Из приведенных в табл.1 свойств топлив видно, что величина относительного хладоресурса в темпера турных пределах от t

до t = 400°С, характеризующих примерную величину температуры начала химических превращений, составляет до 3% теплоты сгорания. Дальнейшее увеличение относительного хладоресурса таких топлив возможно только при химических превращениях. Однако теплоотводу с эндотермическими превращениями при обычно используемых углеводородных топливах препятствует интенсивное коксообразование, приводящее к забиванию каналов теплообменникареактора. Поэтому увеличение хладоресурса и работоспособности топлива требует разработки таких типов топлив, в которых реакции термохимических превращений протекают с образованием максимального количества водорода и других легких, желательно газообразных, продуктов при отсутствии или исчезающе малой величине коксовыделения. Такие топлива, получившие название эндотермических (по типу реакции образова ния при термохимических превращениях), как и приве-

денные в табл.2 альтернативные топлива, и прежде всего жидкий водород, будут иметь большой относительный хладоресурс, складывающийся из физического хладоресурса подогрева жидкого топлива, изменения фазового состояния и теплоты химических превращений исходного сложного топлива при достаточно высоких температурах процесса с перегревом продуктов разло жения. В качестве примера такого топлива на рис.3 приведены свойства одного

D

0,127. Таким образом, углеводородные составы, как и АВТ,можно рассматривать как топливо для двигателей высокоскоростных летательных аппаратов. Разумеется, что к эндотермическим топливам предъявляется целая сумма требований, в том числе, кроме высокой теплоты сгорания и большого относительного хладоресурса, при термохимических превращениях необходима уже упомянутая минимизация коксоотложений. Это обычно требует организации процесса нагрева топлива с катализаторами и добавками, промотирующими газообразование и ингибирующими коксоотложение. Первыми работами по использованию хладоресурса эндотермических топлив для активного охлаждения элементов летательного аппарата и двигателя являются [3; 4]. Затем исследования в этом направлении стали более интенсивными [5; 6], хотя трудности создания таких топлив, особенно на основе углеводородов, отмечает ряд авторов [7]. Топлива в условиях больших скоростей полета являются практически единственным источником холода, обеспечивающим работоспособность конструкции планера и силовой

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202211

Именно поэтому отмеченные особенности использования большой энергоемкости альтернативных топлив определяют реальные пути создания комбинированных ВРД новых схем, работающих по более совершенным термодинамическим циклам, чем обычный цикл Брайтона, за счет использования возможностей топлива как хладоносителя, рабочего тела с высокой газовой постоянной и высококалорийного горючего. В качестве примеров двигателей, в которых используется высокий хладоресурс криогенных или эндотермических топлив могут быть рассмотрены газотурбинные двигатели с охлаждением воздуха на входе или между ступенями сжатия; комбинированные двигатели жидкостно-воздушного цикла с использованием ожиженного воздуха (ЖВЦД, рис.5,а) и жидкостновоздушно-ракетный двигатель (ЖВРД) схемы фирмы Mitsubishi(рис.5,б). В ГТД с охлаждением воздуха перед компрессором удается не только уменьшить затраты работы на сжатие, но и осуществить регенерацию тепла топливом за счет передачи теплоты охлажде ния иззон низкого давления в зону высокого давления, обеспечив тем самым уменьшение расхода топлива, вводимого вкамеру сгорания, и повышение КПД двигателя.

В двигателях жидкостно-воздушного цикла атмосферный воздух, поступающий из воздухозаборника вводородно-воздушный

теплообменник-конденсатор, охлаждается и ожижается водородом и под давлением поступает в камеру сгорания ракетного типа, куда направляется также газифицированный и подогретый водород.

еще более существенное

двигателях

затрат

давления воздуха,

воздуха

В ЖВРД

кислорода низкого давления перепус

фирмы Mitsubishiшунтирование

подогретых компонентов в баки позволяет исполь зовать теплоту плавления шугообразных компонентов топлива, содержащихся в баках, а это обеспечивает возможность повышения относительного расхода воздуха, сжижаемого единицей массы водорода, и тем самым получения заметных преимуществ перед ЖВЦД по удельной массе. В качестве примера двигателей, использующих высокую работоспособность криогенных и эндотермических топлив, можно привести ракетно-турбинные двигатели (РТД), использующие в качестве рабочеготела для привода турбины продукты термических и термохимических превращений топлива, в частности газифицированные и подогретые водород и метан. Нарис.6 показана схема РТД фирмы Pratt&Whitney. Заметим, что в последнее время в связи с проблемой разработки экономичных и легких двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов рассматривают применение ракетно-турбинных двигателей «паротопливных» схем в качестве основных двигателей самолетов сМп » 5,0. Наибольшую значимость, по-видимому, могут иметь двигатели с циклами более совершенными, чем традиционный цикл Брайтона, реализующие одновременно высокий хладоресурс и большую работоспособность рассматриваемых топлив. В качестве примера таких двигателей можно привести «паротопливные» РТД сводородно-воздушными

«пароводородного» РТД фирмы Pratt&Whitney [2]:

турбина;

– камера предварительного смешения;

водорода перекрестного типа; 7 – камера дожигания; 8 – сопло; 9 – водородный насос Рис.7. Схема РТД с ожижением воздуха (патент США, Англии и ФРГ) [2]: 1 – компрессор; 2 – редуктор; 3 – насос сжиженного воздуха; 4 – водородно-воздушный теплообменник-конденсатор;

1,8кН×с/кг при Cуд < 50г/(Н×ч)) в сочетании смалой массой, достигаемой из-за повышения давления в генераторном цикле, могут обеспечить малую удельную массу двигателя[1].

Таким образом, при рассмотрении возможностей совершенствования термодинамического цикла ВРД путем использования высокой энергоемкости (хладоресурса и работоспособности) криогенных и эндотермических топлив можно сделать вывод, что почти во всех случаях, исключая варианты с ожижением атмосферного воздуха, применение эндотермических топлив содержит адекватные использованию криогенных топлив возможности реализации более эффективных циклов, чем традиционный для ВРД цикл Брайтона. Именноэтим можно объяснить, почему идеи использования хладоресурса и работоспособности топлив при термохимических превращениях начинают все больше находить отражение в патентных заявках (см., например, [8]). Если при этом иметь в виду потенциальную возможность применения эндотермических топлив с физикохимическими свойствами близкими к соответствующим свойствам обычных авиационных керосинов, то для большой группы высокоскоростных летательных аппаратов, в том числе и для аппаратов малой стартовой массы, их использование наиболее перспективно. Отметим также, что при утилизации тепла аэродинами-

ческого нагрева элементов конструкции аппарата эндотермическим топливом в условиях гиперзвукового полета повышается начальная энтальпия топлива, а это будет приводить к снижению удельного расхода и улуч шению экономичности двигателя. Однако необходимо иметь в виду, что проблемы охлаждения элементов

Авиационные двигатели l 3 (16) l

конструкции летательного аппарата и ВРД топливом сувеличением Мп неуклонно возрастают и необходимый хладоресурс для нужд как аппарата, так и двигателя существенно увеличивается. Так, например, согласно данным НИЦ им. Лэнгли, с увеличением Мп от 4…5 до ~10 относительная доля хладоресурса топлива на охлаждение основных элементов высокоскоростного прямоточного ВРД возрастает от 20 до 80% располага емого хладоресурса. Поэтому можно сделать вывод, что решающим всоздании оптимального высокоскоростного летательного аппарата с двигателями на эндотермическом топливе будет оптимизация общего теплового баланса сучетом распределения хладоресурса топлива между потреб ностями охлаждения летательного аппарата и использования его в комбинированном двигателе, реализующем наиболее совершенный термодинамический цикл. Распределение хладоресурса между составляющими гиперзвуковой самолет различными системами зависит от максимального числа Маха полета, диапазона рабочих режимов и степени интеграции элементов двигателя и летательного аппарата. С этих позиций поиск и реализация оптимизированного варианта для заданных условий конкретного применения представляется первостепенной задачей в создании нового поколения авиационной техники.

Литература / References

Таким образом, новые поколения высокоскоростных двигателей силовых установок сверх- и гиперзвуковых летательных аппаратов могут быть созданы только при максимальном и комплексном использовании современных достижений различных отраслей науки и техники: материаловедения (в первую очередь теплоизоляционные, высокопрочные и жаростойкие материалы), аэродинамики (форма летательного аппарата и проточного тракта ВРД, интеграция летательного аппарата и СУ), прочности (неметаллические и жаростойкие материалы), термодинамики (схемный анализ, параметры ВРД и комбинированных двигателей), термохимии (эндотермические топлива). И если первые из перечисленных отраслей науки развиваются непрерывно уже многие годы и традиционны для авиации, то расширение работ над новыми циклами и эндотермическими топливами представляется весьма актуальным и, с точки зрения авторов, в существенной мере определит реальность увеличения скорости полета авиационных летательных аппаратов.

Статья была опубликована впервые в 1990 году (Теплофизика высоких температур. Т. 28, № 4. С. 793 803), но не потеряла своей актуальности.

1.Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей / В.М. Акимов, В.И. Бакулев, Р.И. Курзинер и др.; под ред. С.М. Шляхтенко. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1987. 568 с. Akimov V.M., Bakulev V.I., Kurziner R.I. et al. Teoriia i raschet vozdushno-reaktivnykh dvigatelei [Theory and calculation of air-breathing jet engines] edited by S.M. Shliakhtenko. 2nd edition, revised and expanded. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 1987. 568 p.

2.Курзинер Р.И. Реактивные двигатели для больших сверхзвуковых скоростей полета. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1989. 264 с. Kurziner R.I. Reaktivnye dvigateli dlia bol'shikh sverkhzvukovykh skorostei poleta [Jet engines for high supersonic flight speeds]. 2nd edition, revised and expanded. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 1989. 264 p.

3.Nixon А.С. Endothermic fuels as heat sinks for hypersonic flight // Space/Aeronautics. 1967. Vol. 47, iss. 5. P. 112–114.

4.Lander H., Nixon A.C. Endothermic fuels for hypersonic vehicles. 1968. (5th Annual Meeting and Technical Display: 21–24 October 1968, Philadelphia, PA, U.S.A. ; АIАА 1968-997).

5.Aero Propulsion Laboratory at Wright-Patterson AFB, Ohio, is evaluating jet fuels for on-board heat sinks on vehicles designed for hypersonic flight // Aviation Week & Space Technology. 1986. Vol. 125, no. 11 (September 15). P. 15.

6.UTC research unit to study hypersonic aircraft cooling // Aerospace Daily. 1988. Vol. 145, no. 9. P. 67.

7.Houseman J., Voecks G.E. Hydrogen engines based on liquid fuels, a review // Hydrogen energy progress : proceedings of the 3rd World Hydrogen Energy Conference held in Tokyo, Japan, 23–26 June 1980 / ed. by T.N. Veziroglu, K.Fueki, T. Ohta. Oxford etc. : Pergamon Press, cop. 1981. Vol. 2. P. 949–968.

8.Reaction propulsion engine and method of operation : patent GB 1392781 A / R.L. Wolf and R. McGann ; applicant Texaco Development Corp. Appl. no. 3307/73, filed 23.01.1973 ; complete specification published 30.04.1975. 5 p., 2 sh. ill.

на базе турбореактивного двухконтурного двигателя в классе взлетной тяги 1800кгс и прямоточного воздушно-реактивного двигателя с дозвуковыми скоростями горения в составе высокоскоростного пассажирского самолета. Анализ выполнен с помощью разработанной комплексной математической модели, объединяющей в себе математические модели воздухозаборника, газотурбинного и прямоточного контуров и системы перепуска избыточного воздуха. Параметры и характеристики рассчитаны по траектории набора высоты, соответствующей скоростному напору 60кПа. Рассмотрены вопросы работы КСУ на различных режимах и согласования работы элементов силовой установки. Уделено внимание проблеме влияния диссоциации и рекомбинации продуктов сгорания на протекание рабочего процесса в КСУ.

Ключевые слова: комбинированная силовая установка, воздухозаборник, газотурбинный контур, прямоточный контур, совместный режим работы

Research of parameters and characteristics of the turbine-based combined cycle propulsion system of an advanced high-speed aircraft

Polev A.S., Grunin A.N., Shlyakotin V.E., Alendar’ A.D. CIAM, Moscow

The paper presents the study of an operation of the turbine-based combined cycle (TBCC) propulsion system based on a turbofan engine in the class of 1800 kgf take-off thrust and a ramjet engine with subsonic combustion speeds as part of a high-speed passenger aircraft. The analysis was carried out using the developed complex mathematical model that combines mathematical models of an air intake device, turbojet, ramjet and bypass system for excess air. Parameters and characteristics were calculated according to the climb trajectory corresponding to the velocity pressure of 60 kPa. The issues of the TBCC in various operating modes, as well as coordination of the operation of the propulsion system’s elements, are considered. The problem of the effect of the dissociation and recombination of combustion products on the flow of the working process in the TBCC is given attention.

Keywords: turbine-based combined cycle propulsion system, air intake, turbojet, ramjet, combined operation mode

нах мира по созданию как сверхзвукового, так и гиперзвукового пассажирского самолета [5–7]. Решение данной задачи невозможно без создания эффективных, экономичных силовых установок (СУ), обладающих большим ресурсом работы. Согласно анализу исследований в области разработки силовых уста новок высокоскоростных летательных аппаратов [8; 9], данные СУ разрабатываются на основе воздушно-реактивных двигателей (ВРД) и представляют собой комбинацию двигателей разного типа. В публикациях такиеСУ получили название комбинированных (КСУ). Одними из перспективных схем являются КСУ на базе турбореактивного и прямоточного двигателя ссоосным или параллельным расположением контуров. В ЦИАМ исследованию КСУ уделяли особое внимание. В 1970-х годах были проведены экспериментальные исследования рабочего процесса и характеристик демонстрационных КСУ соосной схемы, созданных на базе серийно выпускавшихся турбореактивных двигателей с форсажной камерой (ФК) и двухконтурных двигателей [10–12]. Изучение схемы КСУ с параллельным расположением контуров не выходило за рамки расчетно-теоретических исследований.

Настоящая статья содержит в себе результаты исследования рабочего процесса, тягово-экономических ха рактеристик на всех режимах работы, атакже результаты оптимизации законов управления КСУ параллельной схемы с применением математического моделирования.

Анализ параметров и характеристик КСУ на базе ТРДДФ

Рассматриваемая комбинированная силовая установка параллельной схемы входит в состав высокоскоростного делового самолета и представляет собой сочетание общего плоского регулируемого воздухозаборника (ВЗ) внешнего сжатия, турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой сгорания (ТРДДФ, газо турбинный контур), прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД, прямоточный контур) и выходного устройства с общей сверхзвуковой частью (рис.1).

Расчет параметров и характеристик данной СУ осуществляется с помощью математической модели, созданной в рамках данной работы. Математическая модель газотурбинного контура основана на методике [13]. Описание турбомашин– покаскадное. Математическая модель прямоточного контура основана на мето диках [14] и фактически сводится к расчету прямоточной камеры сгорания (КС), сопряженной с регулируемым реактивным соплом. Математическая модель плоского ВЗ внешнего сжатия базируется на методиках [15; 16]. Расчет осуществляется с использованием эмпирических методик, теории околозвукового подобия и известных соотношений газовой динамики для скачков уплотнения. Данная математическая модель предусматривает описание газодинамических процессов вравновесном приближении с учетом реакций диссоциации ирекомбинации [17]. На первом этапе определялся облик КСУ. Газотурбинный контур представляет собой ТРДДФ с низкой степенью двухконтурности– m = 0,5. Расчетный режим двигателя соответствует максимальному бесфорсажному режиму в условиях М = 0 и высоты Н = 0, без потерь в ВЗ (стендовые условия), с внутренней тягой

суммарной степенью повышения давле-

температурой газа перед турбиной высокого

1400К. Тяга двигателя на максимальном форсажном режиме (коэффициент избытка воздуха

1,12)

тех же условиях составляет

Прямоточный контур– однорежимный ПВРД с дозвуковыми скоростями горения в КС. Целесообразное значение М для включения ПВРД определяется «вырождением» ТРДДФ: при М = 2,9 p

Но ввиду того,что параллельная схема позволяет осуществлять независи мую работу контуров, для начала работы ПВРД

Потребная площадь входа ВЗ определяется в максимальных условиях полета –М = 6, Н = 25км. Поверхность торможения состоит из трех панелей. Регулирование ВЗ осуществляется с целью согласования работы его и контуров и обеспечивает режим работы ВЗ вблизи угловой точки дроссельной характеристики. Регулиро вание производится изменением положений второй и третьей панели, первая панель неподвижна. При этом располагаемый коэффициент расхода воздуха ВЗ (jр) изменяется от допустимого минимального (jmin)до максимального (jmax). Под jmin понимается расход, который обеспечивает система скачков уплотнения и геометрия ВЗ при максимально поднятых панелях торможения, что в свою очередь определяет минимальную площадь горла ВЗ. Под jmax понимается расход при регулировании ВЗ, когда вторая и третья панель являются продолжением первой панели. При этом площадь горла является максимальной. Обечайка нерегулируемая.

Площадь характерных сечений, отнесенная кплощади входного сечения ВЗ Горло ВЗ (М = 6) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,12

Вентилятор ТРДДФ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,27 ФК ТРДДФ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,48

Критическое сечение сопла ТРДДФ (М = 0, Н = 0) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,30 КС ПВРД . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,66 Критическое сечение сопла ПВРД (M = 2,5, H = 14,2км) . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,55

создаваемая

перепускаемого

перепуска;

канала ВЗ.

системы перепуска выполнено в виде жалюзи, обеспечивающего отклонение воздушного потока от осевого направления a= 30° с последующим выбросом воздуха в атмосферу. Осевая составляющая тяги, создаваемая системой перепуска, учитывается последующей формуле:

характерного сечения; F

площадь входного сечения ВЗ.

Далее был проведен расчет параметров и характеристик КСУ по траектории набора высоты (рис.2), соответствующей скоростному напору q = 60кПа. Регулирование работы ТРДДФ и ПВРД осуществляется исходя из условия обеспечения потребной эффективной тяги летательного аппарата для выполне ния программы набора высоты. Потребная эффективная тяга R

истечения перепускаемого воздуха. Данная система может быть выполнена в виде створок, жалюзи или отверстий в стенке канала с последующим выбросом воздуха в атмосферу или через подкапотное пространство в сопло [18]. Следует обратить внимание на то, что исследование КСУ осуществлялось в одномерной постановке, авыходное устройство данной СУ имеет достаточно сложную конфигурацию, и потери, возникающие внем из-за пространственности течения [19], на данном этапе в модели не учитываются. Наибольшие потери в тяге (40%) характерны

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202217

чительные, непревышают 2%. Удельный расход топлива от взлета до крейсерского числа Маха полета вырастает в двараза. Наибольшее увеличение удельного эффективного расхода топлива (DCуд.эф) наблюдается в области малых сверхзвуковых скоростей полета вследствие высокого внешнего сопротивления.

Совместные режимы работы КСУ

В комбинированных силовых установках параллельной схемы возможно организовать совместную работу газотурбинного и прямоточного контуров в широком диапазоне числа Маха полета, в отличие от КСУ после довательной (тандемной) схемы, обеспечив тем самым дополнительные возможности в форсировании по тяге на наиболее напряженных участках полета (область трансзвуковых скоростей, перехода с газотурбинного режима работы на прямоточный). Также данная схема позволяет осуществлять перепуск избыточного воздуха, поступающего в ВЗ, через канал неработающего прямоточного контура, снижая таким образом аэродинамичес кое сопротивление ВЗ. При этом потери, возникающие в прямоточном канале из-за потерь входного импульса, будут меньше, чем при отводе воздуха из канала ВЗ через систему перепуска, ввиду того, что поток дви жется в профилированном канале большого диаметра и не отклоняется от осевого направления.

На втором этапе работы был проведен расчет характеристик КСУ при перепуске избыточного воздуха через канал ПВРД и совместной работе контуров. Регулирование работы прямоточного контура КСУ при перепуске избыточного воздуха осуществляется из условия равен ства потребного и располагаемого коэффициентов рас хода

Ограничением в данном случае выступает пропускная способность канала, которая определяется максимальной площадью критического сечения сопла ПВРД, соответствующей расчетному зна-

Наибольшее рассогласование по расходу воздуха, как было сказано ранее, наблюдается в области малых сверхзвуковых скоростей полета (М = 1,3…1,7, Н = 11км), ввиду значительной площади входного сечения ВЗ. Сравнение тяговых характеристик КСУ в данной области представлено на рис.5. Рассмотрены следующие условия перепуска избыточного воздуха: – перепуск через жалюзи в атмосферу при регулировании ВЗ на минимальную пропускную способность(1); – перепуск через неработающий канал ПВРД при регулировании ВЗ на минимальную (2), среднюю (3) и максимальную (4) пропускную способность. В рассматриваемом диапазоне числа Маха полета на газотурбинном режиме работы КСУ при регулировании ВЗ на минимальную пропускную способность и перепуске избыточного воздуха через жалюзи (1) потери тяги составляют 30…53%, при этом на ВЗ приходится 15…27%, остальное составляют потери входного импульса. В условиях полета М = 1,3, Н = 9,7км канал ПВРД при максимальной пропускной способности

обеспечивает перепуск лишь 87% (2) суммарного расхода избыточного воздуха (jпер = 0,38), поэтому дополнительно осуществляется перепуск воздуха через жалюзи (13%). В сравнении с перепуском только через жалюзи, при данной организации потери входного импульса снижаются с 760 до 450кгс. При увеличении числа Маха полета (М = 1,5) канал прямоточного контура полностью обеспечивает перепуск воздуха (j

= 0,16), что приводит к росту эффективной тяги из-за снижения потерь входного импульса на 91%. Изменение регулирования ВЗ на максимальную пропускную способность (4) в тех же условиях приводит к снижению сопротивления ВЗ, но уровень эффективной тяги при этом остается натом же уровне, что и при перепуске минимального количества воздуха вследствие возрастания потерь входного импульса (

330кгс). Изменение регулирования ВЗ приводит к снижению внутренней тяги, создаваемой КСУ. Данное влияние объясняется тем, что из-за увеличения расхода воздуха возрастает интенсивность замыкающего прямого скачка уплотнения и возрастают потери в канале ВЗ ввиду роста приведенной скорости. Так, в условиях

= 1,3, Н = 9,7км параллельная работа ПВРД обеспечивает увеличение эффективной тяги на 95%, с 940 до1830кгс (рис.7). Прирост эффективной тяги ПВРД (DRПВРДэф) при М = 1,5…1,7 изменяется в диапазоне 560…890кгс. Потребный коэффициент расхода воздуха

0,41 до 0,53 (рис.8). Небольшое

возможно за

ПВРД

некоторого

Авиационные двигатели l 3 (16) l

совместном

коэффициента расхода воздуха

работы в области малых

полета

вия

сгорания ПВРД по приведенной скорости навыходе изнее (l

). На первом этапе работы было принято допущение, что переход КСУ с газотурбинного режима на прямоточный осуществляется мгновенно. Но на самом деле данный процесс протекает в некотором диапазоне числа Маха полета: М » 2,4…2,7. На совместном режиме работы в области «переходного» числа Маха регулирование ПВРД осуществляется с точки зрения поддержания в его КС горения обедненной смеси, aКС = 3, а площадь критического сечения сопла изменяется исходя из усло-

температуры. Но известно, что в газовом потоке при достаточно высоких температурах (Т > 1800К) становятся заметными явления, связанные с диссоциацией молекул и рекомбинацией их радикалов В ЦИАМ была разработана методика [17] (далее методика II), по которой можно получить параметры смеси продуктов сгорания в приближении равновесной диссоциации. Данная методика позволяет в широком диапазоне изменения температуры, давления, коэффициента избытка воздуха рассчитывать термодинамические пара метры газов, образованных следующими элементами: водород, кислород, азот, углерод, аргон. Термодинамические параметры реагирующей смеси представлены в виде функции давления, температуры и коэффициента избытка воздуха:

На рис.10 в качестве примера представлен результат расчета термодинамических параметров газового потока по методикам I и II. Расчет осуществлялся при изменении температуры газового потока в диапазоне 273,15…3500К и давления в диапазоне 0,1…5 МПа. Коэффициент избытка воздуха принят равным единице. В качестве окислителя принят стандартный воздух (ГОСТ 4401-81), в качестве топлива– авиационный керосин ТС-1. Из расчета видно, что при температуре 2000К и давлении 0,1МПа разница в показателе адиабаты составляет 4%, а при 3000К возрастает до14%. Поэтому в математических моделях высокоскоростных ВРД необходимо использовать методы расчета, учитывающие вышеописанные эффекты. На третьем этапе работы проведен расчет по траектории полета параметров КСУ на прямоточном режиме работы с учетом реакций диссоциации и рекомбинации. Закон управления КСУ не отличается

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202221

ница достигает 5,8%. Это объясняется тем, что для обеспечения заданной тяги и поддержания одного и тогоже уровня

необходимо увеличить как расход воздуха через двигатель, так и расход топлива в камере сгорания.

КСУ.

организации перепуска воздуха с жалюзи в канале ВЗ на канал ПВРД оказывает положительный эффект на тягово-экономические характеристики. Так, перепуск через канал ПВРД при регулировании ВЗ наминимальную пропускную способность приводит к снижению потерь входного импульса на ~90%. Сдругой стороны, дальнейшее регулирование ВЗ с увеличе нием располагаемого расхода воздуха повышает данные потери в совокупности со снижением внутренней тяги КСУ вследствие снижения s * вх. Совместная работа контуров приводит к существенному приросту эффективной тяги. В условиях малых сверхзвуковых скоростей полета (М = 1,5) параллельная работа ПВРД дает прирост 94% при одновременном снижении сопротивления воздухозаборника. На третьем этапе работы был проведен расчет параметров КСУ на прямоточном режиме на основе равновесных расчетов термодинамических параметров рабочих тел. Выявлено, что учет диссоциации и рекомбинации продуктов сгорания необходим

0,

Заключение В одномерной постановке исследованы параметры и характеристики комбинированной силовой установки параллельной схемы перспективного высокоскоростного пассажирского самолета. Расчет КСУ осуществлялся с помощью разработанной комплексной математической модели, которая позволяет рассчитывать внутренние и эффективные характеристики силовой установки. Модель имеет всвоем составе следующие модули: плоский сверхзвуковой регулируемый воздухозаборник, ТРДДФ, ПВРД и систему перепуска избыточного воздуха. Данная структура математической модели обеспечивает динамичное управление процессом исследования и оптимизацию процесса регулирования КСУ на основе существующих ограничений. Исследование КСУ осуществлялось в три последовательных этапа. На первом этапе был определен облик КСУ. Газотурбинный контур–ТРДДФ, расчетный режим– стендовый бесфорсажный, М = 0, Н

Прямоточный контур – ПВРД сдозвуковыми

1800кгс, s

газовоздушного потока, расчетный режим соответствует

высоты, соответствующей линии скоростного напора 60кПа. Определены законы регулирования КСУ на различных режимах работы исходя из обеспечения потребной эффективной тяги для выполнения программы набора высоты. Выявлено, что наибольшие потери тяги КСУ приходятся на область малых сверхзвуковых скоростей полета. Так, при числе Маха М = 1,5 потери составляют 39,5%, из которых на сопротивление ВЗ приходится 25,2%, на потери импульса перепускаемого

– совместная работа и оптимальное переключение ПВРД и ТРДД; – общий воздухозаборник с низкими потерями полного давления; – выходное устройство с общей сверхзвуковой частью; – снижение внешнего сопротивления воздухозаборника и выходного устройства в трансзвуковой области;

Литература / References

– система перепуска избыточного воздуха; – теплообменные аппараты с высокой эффективностью; – система

элемен-

уплотнения;

1.Conceptual study of space plane powered by hypersonic airbreathing propulsion system / M. Maita, Y. Ohkami, T.Yamanaka, T. Mori. 1990. 9 p. (AIAA 2nd International Aerospace Planes Conference : 29–31 October 1990, Orlando, FL; AIAA-90-5225).

2.Steelant J. Sustained hypersonic flight in Europe: technology drivers for LAPCAT II. 2009. 8 p. (16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems Technologies Conference : 19–22 October 2009, Bremen, Germany; AIAA 2009-7240).

3.ZEHST: environmental challenges for hypersonic passenger transport / S. Defoort, L. Serre, R. Grenon, J. Varnier, G.Carrier, D. Scherrer. 2012. (18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 24–28 September 2012, Tours, France ; AIAA 2012-5873).

4.Research of propulsion engines for advance reusable TSTO aerospace system / LanshinA.I., Sokolova O.V., ShikhmanYu.M., Shlyakotin V.E. 2018. 16 p. (31st Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences : Belo Horizonte, Brazil, September 9–14, 2018 ; ICAS 2018-36).

5.Sun Y., Smith H. Review and prospect of supersonic business jet design // Progress in Aerospace Sciences. 2017. Vol.90. P. 12–38. DOI 10.1016/j.paerosci.2016.12.003.

6.Aerodynamic analysis of the aerospaceplane HyPlane in supersonic rarefied flow / G. Zuppardi, R. Savino, G. Russo, L.S. Cuomo, E. Petrosino // Acta Astronautica. 2016. Vol. 123. P. 229–238. DOI 10.1016/j.actaastro.2016.03.025.

7.Аронов Д.И., Клягин В.А. Перспективные методы организации тепловой защиты гиперзвуковых летательных аппаратов // Вестник Концерна ВКО «Алмаз-Антей». 2021. № 1. С. 52–66. DOI 10.38013/2542-0542-2021-1-52-66. Aronov D.I., Klyagin V.A. Advanced methods for organizing thermal protection of hypersonic aircrafts. Journal of “Almaz-Antey” Air and Space Defence Corporation. 2021. No. 1. P. 52–66. DOI 10.38013/2542-0542-2021-1-52-66.

8.Алендарь А.Д., Грунин А.Н., Силуянова М.В. Анализ концепций базовых обликов перспективных двигателей сверхзвуковых гражданских летательных аппаратов на основе опыта зарубежных разработчиков // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2021. Т. 20, № 3. С. 24–36. Alendar A.D., Grunin A.N., Siluyanova M.V. Analysis of basic concepts of advanced engines for supersonic civil aircraft on the basis of foreign designers’experience. Vestnik Samarskogo universiteta. Aerokosmicheskaia tekhnika, tekhnologii i mashinostroenie [Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering]. 2021. Vol. 20, no. 3. P. 24–36.

9.Propulsion performance research and status of TRRE engine experiment / W. Baoxi, L. Wenhui, L. Feiteng, G. Qiang. 2017. 12 p. (21st AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 6–9 March 2017, Xiamen, China ; AIAA 2017-2351).

10.Вопросы

1997. Вып. 1:

В.А. Палкин, В.И. Солонин, В.А. Сосунов, М.М. Цховребов ; ред. выпуска: В.А. Сосунов, М.М. Цховребов. 66 с. Kadzharduzov P.A., Palkin V.A., Solonin V.I., Sosunov V.A., Tskhovrebov M.M. Turbopriamotochnye dvigateli dlia giperzvukovykh skorostei poleta [Turbo-ramjet engines for hypersonic flight speeds]. Voprosy aviatsionnoi nauki i tekhniki [Matters of aviation science and technology]. Aviatsionnoe dvigatelestroenie [Aviation engine building] series. Issue 1. Editors of the issue: V.A. Sosunov, M.M. Tskhovrebov. Moscow: CIAM, 1997. 66 p.

11.The study of experimental turboramjets / V.A. Sosounov, M.M. Tskhovrebov, V.I. Solonin, V.A. Palkin. 1992. (28thJoint Propulsion Conference and Exhibit : 6–8 July 1992, Nashville, TN, USA ; AIAA-92-3720).

12.The study of experimental turboramjets: heat state and cooling problems / V.A. Sosounov, V.I. Solonin, M.M.Tskhovrebov, P.A. Kadjardusov, V.A. Palkin. 1993. (29th Joint Propulsion Conference and Exhibit : 28–30 June 1993, Monterey,CA, USA ; AIAA-93-1989).

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202223

13.Коровкин В.Д., Евстигнеев А.А. Программа расчета авиационного ГТД на этапе предварительного проектирования с использованием визуальных программных средств // Авиационные технологии – 2000 : международная конференция : тезисы докладов : Жуковский, Московская обл., Россия, 19–24 августа 1997 г. М., 1997. С. IV-27. Korovkin V.D., Evstigneev A.A. Programma rascheta aviatsionnogo GTD na etape predvaritel'nogo proektirovaniia s ispol’zovaniem vizual'nykh programmnykh sredstv [The software for calculating an aviation gas turbine engine atthe stage of preliminary design using visual software tools]. Aviatsionnye tekhnologii – 2000 [Aviation Technologies 2000]: international conference, abstracts. Zhukovsky, Moscow region, Russia, August 19–24, 1997. Moscow, 1997. P. IV-27.

14.Маркелов А.П., Семенов А.А. Газовая динамика и расчет характеристик прямоточных ВРД. М. : Инновационное машиностроение, 2017. 386 с. Markelov A.P., Semenov A.A. Gazovaia dinamika i raschet kharakteristik priamotochnykh VRD [Gas dynamics and calculation of characteristics of a ramjet engine]. Moscow: Innovatsionnoe mashinostroenie [Innovative mechanical engineering], 2017. 386 p.

15.Полев А.С., Еремеев М.В. Методика расчета характеристик воздухозаборника для гиперзвукового летательного аппарата с Мmax = 4…6 с учетом вязкости и пространственности течения газа // Научно-методические материалы по процессам и характеристикам авиационных двигателей. М. : Изд. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 1996. Polev A.S., Eremeev M.V. Metodika rascheta kharakteristik vozdukhozabornika dlia giperzvukovogo letatel’nogo apparata s Мmax = 4…6 s uchetom viazkosti i prostranstvennosti techeniia gaza [The method of calculating the characteristics of the air intake for a hypersonic aircraft with Мmax = 4…6, taking into account the viscosity and spatiality of the gas flow]. Nauchno-metodicheskie materialy po protsessam i kharakteristikam aviatsionnykh dvigatelei [Scientific and methodological materials on the processes and characteristics of aircraft engines]. Moscow: VVIA im. N.E.Zhukovskogo [Zhukovsky Air Force Engineering Academy], 1996.

16.Ремеев Н.Х. Аэродинамика воздухозаборников сверхзвуковых самолетов. Жуковский : ЦАГИ, 2002. 178 с. Remeev N.Kh. Aerodinamika vozdukhozabornikov sverkhzvukovykh samoletov [Aerodynamics of supersonic aircraft air intakes]. Zhukovsky: TsAGI, 2002. 178 p.

17.Купцов В.И., Шихман Ю.М., Шлякотин В.Е. Универсальный программный комплекс процедур равновесного расчета состава и параметров многокомпонентных гомогенных и гетерогенных смесей // Авиационные двигатели. 2019. № 4 (5). С. 31–36. Kuptsov V.I., Shikhman Yu.M., Shlyakotin V.E. The universal procedures code for equilibrium calculation of thecomposition and parameters of the multi-component homogeneous and heterogeneous mixtures. Aviatsionnye dvigateli [Aviation Engines]. 2019. No. 4 (5). P. 31–36.

18.Аэродинамика, устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов / науч. ред. и сост. Г.С. Бюшгенс. М.: Наука : Физматлит, 1998. 816 с. Aerodinamika, ustoichivost’ i upravliaemost’ sverkhzvukovykh samoletov [Aerodynamics, stability and controllability of supersonic aircraft]. The publication is carried out under editorship of G.S. Bushgens. Moscow: Nauka: Fizmatlit [Science], 1998. 816 p.

19.Лаврухин Г.Н. Аэрогазодинамика реактивных сопел. Т. 1. Внутренние характеристики сопел. М. : Наука : Физматлит, 2003. 376 с.

Lavrukhin G.N. Aerogazodinamika reaktivnykh sopel [Aerogasodynamics of jet nozzles]. Vol. 1. Vnutrennie kharakteristiki sopel [Internal characteristics of the nozzles]. Moscow: Nauka. Fizmatlit [Science], 2003. 376 p.

20.Ильичев Я.Т. Термодинамический расчет воздушно-реактивных двигателей. М., 1975. 126 с. (Труды / ЦИАМ; № 677).

Il’ichev Ia.T. Termodinamicheskii raschet vozdushno-reaktivnykh dvigatelei [Thermodynamic Calculation of Air Jet Engines]. Proceeding of CIAM. Moscow: CIAM, 1975. No. 677. 126 p.

Материалыполученыредакцией21.06.2022

в аэродинамической трубе стенда ЦИАМ при разных значениях числа Рейнольдса(приполном давлении в аэродинамической трубе p

0,2…0,8бар и приведенной скорости потока l= 0,1…0,5). Измерения выполнены при помощи термоанемометра. Показано, что скорость вырождения турбулентности зависит от Re. Показано также, что скорость вырождения турбулентности, определяемая степенным

5/7», не является универсальной характеристикой турбулентности. Ключевые слова: турбулентность, интенсивность турбулентности, вырождение турбулентности, число Рейнольдса, термоанемометр

Turbulence decay at various Reynolds numbers

Nepomnyashchiy A.D., Maslov V.P., Suntsov S.V. CIAM, Moscow

The article presents measurements of a flow’s turbulence intensity in the wind tunnel at CIAM’s test facility atdifferent values of the Reynolds number (at full pressure in the wind tunnel p * 0 = 0,2…0,8bar and reduced velocity l= 0,1…0,5). The measurements were carried out using a thermoanemometer. It is further shown that the rate of turbulence decay, determined by the power law “ 5/7”, is not a universal characteristic of turbulence.

Keywords: turbulence, turbulence intensity, turbulence decay, Reynolds number, thermoanemometer

Характеристики турбомашин (компрессоров и турбин) зависят не только от их режимных параметров, но и от условий работы, в частности от параметров турбулентности потока. Однако процессы генерации и вырождения турбулентности в проточной части лопаточных машин до сих пор не изучены, особенно в области низких значений числа Рейнольдса(Re). Проектирование турбомашин сопровождаетсямоделированием течений с использованием методов вычисли тельной гидродинамики (CFD). При моделировании турбулентных параметров потока в CFD применяютполуэмпирические модели турбулентности, которые являются всего лишь моделями и достоверно не отражают процессы генерации и вырождения турбулентности. Достоверное определение турбулентных параметров потока, процессов генерации и вырождения турбулентности впроточной части турбомашин важно для валидации программного обеспечения, используемого в процессе проектирования. Достоверное CFD-моделирование турбулентных параметров потока в проточной части–залог

достоверного CFD-прогнозирования характеристик турбомашин, особенно в области низких значений Re[1]. Ниже приведены результаты исследования вырождения турбулентности воздушного потока в аэродинамической трубе стенда ЦИАМ. Интенсивность турбулентности потока измеряли посредством многоканального термоанемометра Streamline Pro (Dantec Dynamics) с однокомпонентными датчиками-зондами 9055P0111, диаметр чувствительного элемента 5мкм. Измерения

Размер проходного сечения аэродинамической трубы составляет 220 ´ 120мм. Толщина стенок хонейкомба составляет 1мм, размер ячейки–19 ´ 19мм (рис.2), длина хонейкомба–200мм. Размеры ячеек хонейкомба были выбраны согласно принципу получения относительного удлинения данного узла не менее 10 калибров ячеек, чтобы устранить возможную начальную неравномерность/нестационарность потока на входе. Техноло гически минимально возможная толщина стенок ячеек 1мм была выполнена с целью минимизации интенсивности газодинамических кромочных следов впотоке за хонейкомбом.

Исследование интенсивности турбулентности потока проводили в диапазоне полного давления в аэродинамической трубе p * 0 = 0,2…0,8бар, в диапазоне приведенной скорости потока l= 0,1…0,5. При заданном полном давлении в рабочей области аэродинамической трубы варьировали приведенную скорость течения вуказанном диапазоне. Полное давление поддерживали постоянным посредством регулирования дросселирующего устройства; приведенную скорость изменяли, регулируя перепуск воздуха.

На рис.3 показана зависимость интенсивности турбулентности потока от числа Рейнольдсапри различном положении датчика-зонда термоанемометра (Re определено по скорости набегающего потока и характерному размеру 10мм; здесь и далее величина характерного размера 10мм выбрана условно, как наи более характерный размер измерительных приборов). Как было показано в [3], Re является автомодельным параметром для интенсивности турбулентности потока, поэтому приведенные зависимости описываются кривыми. Видно ожидаемое расслоение между кривыми, соответствующее вырождению турбулентности потока по длине аэродинамической трубы. Область слияния кривых Re < 5000 указывает на почти полное отсутствие вырождения турбулентности в низкорейнольдсовых течениях (в высокоразреженных средах) по длине канала. Полученный результат измерения интенсивности турбулентности потока был перестроен в виде зависи мости вырождения турбулентности потока по длине аэродинамической трубы при пяти значениях Re(рис.4). Результат был аппроксимирован степенными функциями вида aXb , где a – коэффициент; b – показатель степени; X – расстояние от края хонейкомба до положения замера в аэродинамической трубе,

можно получить единую степенную зависимость, с единым показателем степени. Однако на рис. 3 видно, что кривые смыкаются при одной величине интенсивности турбулентности и Re = 5000. Кроме того, при изменении калибра показатель степени аппроксимирующих кривых остается прежним, изменяется только коэффициент аппроксимирующей функции. На рис.5

по длине аэродинамической трубы от числа Рейнольдса. В диапазоне Re = 5000…12000 показатель степени убывает, в диапазоне Re = 12000…25000–увеличивается. Необходимо отметить, что наиболее распространенной оценкой вырождения турбулентности с увеличением расстояния

является степенная

5/7. Она предлагается в качестве универсальной [4].

показателем

5/7 [4] была получена на основе обобщения результа тов экспериментальных исследований, представленных в 33 работах разных авторов, использовавших турбулизирующие сетки восьми различных типов, и собственных исследований автора [4]. Опыты, проведенные для получения указанной зависимости, выполнялись ваэродинамических трубах при барометрическом полном давлении потока, приведенной скорости течения не более l= 0,1, что соответствует Re = 20000 (определено по характерному размеру 10мм). На рис.5, согласно определенной зависимости показателя степенной функции вырождения турбулентности с изменением числа Рейнольдса, видно, что показатель степени 5/7 (или 0,714) соответствует Re = 16500, что близко к Re = 20000. Такимобразом, внастоящейработе получены следующие результаты: – показано, что скорость вырождения турбулентности зависит от числа Рейнольдса:в диапазоне Re = = 5000…12000 онарастет, ав диапазоне Re = 12000… 25000 снижается; – показано, что скорость вырождения турбулентности, определяемая законом « 5/7» [4], не является универсальной

Литература

1.Performances of LPT and linear cascades at low Reynolds numbers / A.D. Nepomnyashchiy, I.V. Tsvetkov, S.V.Suntsov, S.Y. Danilkin. 2018. 9 p. (31st Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences : BeloHorizonte, Brazil, September 9–14, 2018 ; ICAS 2018-652).

2.Хинце И.О. Турбулентность : Ее механизм и теория / пер. с англ. О.В. Яковлевского ; под ред. Г.Н. Абрамовича. М. : Физматгиз, 1963. 680 с.

3.Непомнящий А.Д., Маслов В.П. Измерение турбулентности при помощи высокочастотного зонда давления // Авиационные двигатели. 2021. № 3 (12). С. 63–71.

4.Roach P.E. The generation of nearly isotropic turbulence by means of grids // International Journal of Heat and Fluid Flow. 1986. Vol. 8, iss. 2. P. 82–92.

References

1.Performances of LPT and linear cascades at low Reynolds numbers / A.D. Nepomnyashchiy, I.V. Tsvetkov, S.V. Suntsov, S.Y. Danilkin. 2018. 9 p. (31st Congress of the International Council of the Aeronautical Sciences : Belo Horizonte, Brazil, September 9–14, 2018 ; ICAS 2018-652).

2.Hinze J.O. Turbulence. An introduction to its mechanism and theory. London, McGraw-Hill, 1959. ix + 586 p. (McGraw-Hill series in mechanical engineering).

3.Nepomnyashchiy A.D., Maslov V.P. Turbulence measurements by means of a fast-response pressure probe. Aviatsionnye dvigateli [Aviation Engines]. 2021. No.3 (12). P. 63–71.

4.Roach P.E. The generation of nearly isotropic turbulence by means of grids // International Journal of Heat and Fluid Flow. 1986. Vol. 8, iss. 2. P. 82–92.

Материалыполученыредакцией11.05.2022

e-mail: veshlyakotin@ciam.ru Исследования 1980-х годов показали, что для реализации программ освоения ближнего космоса и развития дальнейших программ освоения космического пространства необходимо переходить к созданию и вводу в эксплуатацию многоразовых космических транспортных систем. Исследования, проведенные в России в 1990-е годы, показали, что среди систем горизонтального старта и посадки наиболее рациональны двухступенчатые авиационно-космические системы. Для создания таких систем вывода полезного груза на околоземные орбиты проблема разработки силовой установки самолета-разгонщика является одной из основных. В статье описан опыт исследований 1990-х– начала 2000-х годов, направленных на формирование технического облика комбинированных силовых установок для самолета-разгонщика перспективной авиационно-космической системы. Также описаны исследования, посвященные применению эндотермического углеводородного топлива в двигателях таких силовых установок; рассмотрены проблемы охлаждения, хладоресурса и коксоотложения.

Ключевые слова: комбинированная силовая установка, авиационно-космическая система, газотурбинный двигатель, воздушно-реактивный двигатель, двухконтурный турбореактивный двигатель, прямоточный воздушно-реактивный двигатель, эндотермическое топливо, хладоресурс, коксоотложение

Research of propulsion system’s engines for the carrier aircraft of an advanced reusable two-stage aerospace system

Lanshin A.I., Sokolova O.V., Shikhman Yu.M., Shlyakotin V.E. CIAM, Moscow

Studies carried out in the 1980s have shown that in order to implement near-space exploration programs and todevelop further space exploration programs, it is necessary to proceed with creation and commissioning of reusable space transport systems. Studies conducted in Russia in the 1990s showed that two-stage aerospace systems are the most rational of horizontal launch and landing systems. To create such systems for launching payloads into near-Earth orbits, the problem of developing a carrier aircraft’s propulsion system is one of themain ones. The article describes the experience of research in the 1990s – early 2000s aimed at forming the technical configuration of combined propulsion systems for a carrier aircraft of an advanced aerospace system. Research on the use of endothermic hydrocarbon fuel in engines of such propulsion systems is presented; the cooling system, cooling capacity and coke deposition problems are also discribed.

Keywords: combined propulsion system, aerospace system, gas turbine engine, air-breathing engine, turbofan, ramjet air-breathing engine, endothermic fuel, cooling capacity, coke deposition

радикально (в 5…10 раз) снизив удельную стоимость транспортировки полезных грузов, устранив тем самым недостатки одноразовых ракет-носителей.

Учитывая высокие технические риски и стоимость программ создания таких систем, в мире рассматривают разные варианты МКТС, среди которых заметное место занимают МКТС горизонтального взлета и посадки–одноступенчатые воздушно-космические самолеты (ВКС) и двухступенчатые авиационно-космические системы (АКС), использующие воздух в качестве рабочего тела для двигателей до больших сверхзвуковых скоростей полета.

Активные проектные исследования различных вариантов ВКС и АКС в мире ведутся с 1960-х годов, наиболее крупными являются проекты NASP (США), HOTOL (Великобритания), «Зенгер» (Sänger, ФРГ) и

JASP (Япония) 1980…1990-х годов [1–4]. В России в последнее десятилетие ХХ века исследования ВКС и АКС были сосредоточены в рамках научно-исследовательской работы «Орел» Российского космического агентства, начатой в 1993году с целью определения стратегии развития МКТС и накопления научно-технического задела для их создания. Рекомендации для выбора приоритетной концепции МКТС разрабатывали на основе комплексного анализа технических предложений по альтернативным вариантам МКТС вертикального и горизонтального старта и посадки, разработанных ведущими ОКБ страны по техническим заданиям головных НИИ ракетно-космической (ЦНИИмаш

и Центр Келдыша) и авиационной (ЦАГИ и ЦИАМ) отраслей. ЦИАМ отвечал за разработку комбинированных силовых установок (КСУ) ВКС (Ту-2000) и АКС («МИГАКС») [5; 6].

Таким образом, к началу 2000-х годов в мире насчитывалось значительное количество проектов АКС счислом Маха разделения ступеней (Мр) от 0,8 до 12 (рис.1) [7; 8].

описаны основные подходы кформированию КСУ

настоящей

двухступенчатой АКС

установки самолета-разгонщика Выбор схемы и параметров. В 1990-х–начале 2000-х годов сроки разработки и создания перспективных самолетов-разгонщиков АКС оценивались в 10…20лет при затратах 20…25 млрд долл., из которых 30…40% должно было приходиться на работы по КСУ. Это обстоятельство указывало на особую важность верного, обоснованного выбора базового варианта КСУ, ее составляющих и ключевых технологий. Сложность проектирования КСУ самолета-разгонщика АКС обусловлена широким диапазоном условий и режимов работы КСУ, мнoгoвapиaнтнocтью, мнoгoРис.1. Проекты двухступенчатых АКС

фaктopнocтью и многокритериальностью выбора ее схемы, включая зависимость состава и схемы КСУ от типа, назначения и стартовой массы МКТС, от наличия ограничений, связанных с материалами и топливами, состоянием и перспективами развития производственно-технологической и испытательной базы, необходимостью учета вероятностного характера задачи и др Было понятно, что отбор вариантов КСУ должен выполняться по критериям систем верхнего уровня–МКТС, парка космических транспортных средств и др.–в детерминированной и вероятностной постановках. Исследования ЦИАМ показали, что при уровне технологий ближней перспективы максимум относительной массы полезного груза АКС (отношение массы полезного груза к стартовой массе АКС), независимо от топлива, применяемого на самолете-разгонщике, и наличия параллакса (боковое смещение МКТС в атмосфере относительно плоскости старта перед выходом в космос), соответствует Мр = 6…7. При уровне технологий, прогнозируемом на более отдаленную перспективу, максимум смещается в область Мр = 8…10 и незначительно превосходит варианты сразделением ступеней при Мр = 6 (рис.2) [8]. Это означает, что конструкцию планера самолета-разгонщика с Мр = 6 можно делать неохлаждаемой, использовать существующие материалы, а в двигателях–отработанные схемы горения топлива в дозвуковом воздушном потоке [7; 8]. Известно, что для полетов с Мmax £ 6 наиболее подходят КСУ на основе газотурбинного (ГТД) и прямо точного воздушно-реактивного (ПВРД) двигателей. Схемы этих КСУ различаются в зависимости от Мmax,

и для Мmax = 6 оптимальной является схема с раздельными газотурбинным и прямоточным контурами. При формировании схемы и выборе размеров основных элементов турбопрямоточной КСУ необходимо учитывать характерные полетные зоны самолета-разгонщика: – трансзвуковая зона (М = 1,1…1,3, Н = 8…11км) с увеличенным аэродинамическим сопротивлением КСУ и АКС, где требуется повышенная эффективная тяга, что определяет размерность ГТД в составе КСУ; – зона перехода с газотурбинного на прямоточный режим при сверхзвуковых скоростях полета (М = 2,5…4, Н = 15…20км), определяющая размер камеры сгорания (КС) ПВРД: чем выше число Маха полета, соответствующее переходу на режим ПВРД, тем меньше площадь поперечного сечения КС ПВРД, однако трудности создания ГТД при этом возрастают [10]; – зона маневра «горка» для разделения ступеней

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202231

– диапазон числа Маха полета М = 0…6; – уровень тяги ТРДДП, соответствующий возможностям испытательных стендов (существующих или близкого будущего); – использование керосина в основной КС ГТД (для обеспечения широких эксплуатационных возможностей самолета-разгонщика АКС) и водорода–в форсажной и прямоточной камере; – конструкционные материалы и технологии на уровне 2020…2025 годов. Исходя из этих требований в качестве ГТД был выбран двухвальный турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой (ТРДДФ) с идеальными тягой 30тс (М = 0, H = 0) и удельным импульсом 3390с, со степенью повышения давления 20, степенью двухконтурности 0,3, температурой газа перед турбиной на уровне двигателей пятого поколения, суммарным коэффициентом избытка воздуха aå = 1,0, удельной массой 0,1, максимальным диаметром 1,5м и длиной 5,1м.

Турбопрямоточная КСУ ТРДДПр имеет двухконтурные воздухозаборники и сопла, а ТРДДПофпк– одноконтурные. По данным комплексного анализа для ТРДДПофпк, в котором при М = 0,8…3,5 часть воздуха из воздухозаборника, а при М = 3,5…6– весь воздух, минуя ГТД, подводится в форсажно-прямоточную КС, был выбран вариант перепуска через четыре трубы, соединенные с коллекторами перед вентилятором и перед форсажнопрямоточной КС. Для переключения ТРДДПофпк при M = 3,2…3,5 на режим ПВРД газотурбинный контур закрывается спереди перемещаемым центральным телом, а сзади–пластинами диафрагмальной заслонки. Водородный ПВРД КСУ (рис.4), работающий вшироком диапазоне числа Маха, M = 0,8…6 (при M = = 0,8…3,5 совместно с ТРДДФ, при M > 3,5 самостоятельно), состоит из цилиндрической КС (диффузионное горение) и регулируемого пространственного сопла, имеющих топливную систему охлаждения стенок.

Сравнение тягово-экономических и габаритномассовых характеристик показало преимущество КСУ на основе ТРДДПр. Из-за малых потерь в перепускных каналах и возможности совместной работы контуров ее тяга выше на всех режимах: при М = 0 на 6,7%, приМ = 1,4 на 22%, при М = 6 на 2,7%. Вес такой КСУ меньше на 14,3%, длина–на 5,5%, ширина– на 28,6%.

В состав базовой КСУ вошли ТРДДФ Д-102К (М = 0…3,5), водородный ПВРД (М = 0,8…6), двухконтурные входные и выходные устройства [7; 8; 10]. Навторой ступени АКС рассматривалось применение

(табл.2,

проведенная оценка воздействия КСУ МКТС на атмосферу показала, чтоэто влияние несущественно. Для тропосферы эмиссияNO

ре-

озоносферу в30раз

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202233

меньше воздействия от одного полета космического корабля Space Shuttle. Эффективность использования метана и эндотермического углеводородного топлива. Применительно к самолету-разгонщику АКС «МИГАКС» были проведены исследования возможности замены жидкого водорода (базовый вариант) перспективным углеводородным топливом (УВТ): сжиженным природным газом (метаном) или эндотермическим топливом (ЭТ). Как и ожидалось, вывод на орбиту полезного груза наибольшей массы достигается при применении КСУ на жидком водороде. Однако оба варианта с УВТ при условии обеспечения работоспособности конструкции КСУ до Мmax = 6 имеют достаточно высокую эффективность. Так, в базовом варианте относительная масса полезного груза составляет 3,6% от стартовой массы АКС, а при использовании метана или ЭТ этот показа тель составляет 2,7 и 2,3…2,5% соответственно. Этот вывод важен для выбора дальнейшего направления исследований, особенно ввиду возможности применения метана или ЭТ на высокоскоростных транспортных самолетах с Мmax до 5. Кроме того, замена на самолете-разгонщике водорода на метан или на некрио генное ЭТ значительно упрощает и удешевляет эксплуа тацию первой ступени АКС [3; 7; 8].

Исследование возможности применения некриогенных эндотермических углеводородных топлив в ВРД Определение технического облика базовой КСУ самолета-разгонщика АКС позволило сформировать программу разработки ключевых технологий, важной частью которой были исследовательские работы по созданию демонстратора новых технологий–экспериментального ПВРД на эндотермическом топливе. Эти работы проводились

1996 по 2003 год

«Гриф» [11–13].

дящие

нагреве

НИР «Орел»

УВТ. Третья проблема– организация системы охлаждения (СО) элементов конструкции и/или рабочего тела, в которой реализуется хладоресурс ЭТ и происходит превращение жидкого (в исходном состоянии) топлива в газообразное с реакциями термодеструкции или без них. Четвертая и, возможно, основная проблема–образование при нагреве УВТ кокса и его отложений на стенках топливных каналов, что ухудшает теплообмен и приводит к повышению температуры стенки вплоть до прогара. Различают два этапа коксообразования и два вида кокса. Низкотемпературный этап с образованием жидко фазного кокса ограничен температурами УВТ близкими к критическим, как правило, меньшим, чем температуры начала разложения. Высокотемпературный этап реализу ется при нагреве УВТ до начала процессов термодеструкции с образованием пироуглерода, составляющего основу высокотемпературного кокса. Отметим, что проблему пироуглеродного кокса втопливных каналах СО можно решить, применив специальные конструкции, уменьшающие нагрев и степень разло жения ЭТ (см., например, [17]). Более сложной проблемой является устранение (уменьшение) низкотемпературных жидкофазных коксоотложений, что требует специальной обработки топлива, в частности устранения нежелательных примесей и растворенного кислорода[17].

исследований этих проблем в условиях М = 3…6 выполнена разработка демонстрационного

комплексных

ихсвойства недостаточно изучены, что во многом сдер

Повышенный хладоресурс ЭТ является наиболее привлекательной характеристикой перспективных УВТ. Она проявляется при нагреве УВТ до температур, пре вышающих температурные пределы термостабильности и достигающих уровня, при котором происходят процессы термодеструкции–эндотермические реакции собразованием продуктов меньшей молекулярной массы, чем углеводороды исходного топлива. Полный хладоресурс при заданной температуре (Т) есть сумма физического хладоресурса, соответствующего теплу, необходимому для нагрева топлива до Т от исходной температуры (Т0), например температуры топлива вбаке летательного аппарата, и химического хладоресурса, соответствующего теплу эндотермических реакций при разложении исходного топлива. Таким образом, углеводородными топливами повышенного хладоресурса можно считать любые УВТ, в том числе и авиационный керосин, при нагреве их до температур, превышающих не только предел термостабильности, но и уровень температур, при котором начинаются процессы термодеструкции (Ттд ). А эндотермическими следует называть УВТ специальных рецептур, например обеспечивающих минимум коксоотложений при нагреве. На рис.7 показаны экспериментальные данные обольшом полном хладоресурсе керосина и дано сравнение ЭТ, водорода и метана [18] по реальному хладоресурсу, который можно характеризовать отношением хладоресурса 1кг топлива (DH(Т,Т0)) к Hu. Здесь DH(Т,Т0)– количество тепла, которое может принять топливо при нагреве от Т0 до Т. Сравнение ЭТ и криогенных топлив показало, что хладоресурс ЭТ при T = 1000K, равный 9% Hu, составляет 72% хладоресурса водорода и заметно превосходит хладоресурс метана. Расчет предельного хладоресурса нормальных углеводородов от н-октана (С8Н18) до н-этана (С2Н6) сучетом процессов термодеструкции в равновесном приближении идеального газа показал, что все углеводороды обладают значительным химическим хладоресурсом, который при Т = 1000К составляет почти половину полного хладоресурса для пропана, бутана и н-октана, а для этана и гексана влияние разложения топлива наполный хладоресурс меньше. Расчеты показали, чтоотносительный хладоресурс (отнесенный к Hu ) более легких, чем н-октан, углеводородов, на 10…30% меньше предельного хладоресурса н-октана и находится на уровне хладоресурса керосинового топлива. Исследования процессов горения. Камера сгорания демонстратора была выполнена с цилиндрическим участком сгорания и с горением по диффузионной схеме. Нагретое и газифицированное топливо или про дукты термодеструкции подавались через струйные

форсунки, расположенные на топливоподающих пилонах и на стенке. Стабилизация горения осуществлялась на фиксированных отрывных зонах за торцами пилонов и в кольцевом нишевом стабилизаторе. Для воспламенения использовались электроискровые свечи.

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202235

Определено, что надежный запуск КС осуществляется во всем исследованном диапазоне få с дросселированием тракта и воспламенением топливовоздушной смеси в полости нишевого стабилизатора двумя элект рическими свечами зажигания. В условиях испытаний без кислородной компенсации горение газифицированного керосина осуществлялось в газовоздушном потоке со стехиометрическим коэффициентом L0 = 17,5…18,5 с коэффициентом полноты сгорания h= 0,94…0,98 при f= 0,6…0,82. Для этих условий установлено хорошее совпадение экспериментальных и расчетных данных. Отметим, что при оптимизации многопоясной системы впрыска путем распределения расхода топлива по поясам, увеличения количества форсунок и предва рительного впрыска топлива [20] возможно повышение полноты сгорания топлива при f® 1,0 до уровня

h= 0,95.

Системы охлаждения и проблема коксоотложения. Системы охлаждения перспективных ВРД, работающих на УВТ повышенного хладоресурса, были исследованы при расчетном анализе высокоскоростных ТРДДФ иПВРД для комбинированной силовой установки. ДляТРДДФ предполагалась возможность использования хладоресурса УВТ для охлаждения рабочего тела, т.е. воздуха, в пластинчатом топливовоздушном теплообменнике (ТВТ) СО турбины. Кроме того, хладоресурс УВТ использовался для конвективного охлаждения стенок основной и форсажной камер сгорания. Предполагалось, что эти СО выпо нены в виде двухстенных оболочек или панелей с прямолинейными топливными каналами между стенками, причем внутренняя стенка имела оребрение, формирующее топливные каналы с переменным по длине (вобщем случае) поперечным сечением. Для полноразмерного ПВРД, работающего на УВТ до М = 6, систему топливного охлаждения стенок проточного тракта предполагалось выполнить также с прямолинейными

Экспериментальные крупномасштабные модели теплообменников-реакторов змеевикового (ТРЗТ) и оболочкового

сивное

керосина в ТРЗТ происходит при

что близко к данным [22], полученным

опытах с малорасходными прямолинейными трубчатыми теплообменниками-реакторами

электрическим подогревом. Этот важный результат обосновал возможность использования при разработке реальных объектов свойств ЭТ, полученных в опытах с малоразмерными моделями. Опытные образцы ТРОТ представляли собой охлаждаемые топливом отсеки секционной КС демонстрационного углеводородного ПВРД. В испытаниях ТРОТ топливо (керосин РТ) нагревалось до температур значительно больших предела термостабильности, с коксоотложениями в областях низкотемпературного жидкофазного окисления топлива (Т

450…600К) и высокотемпературного коксообразования (Т

> 850К). Расчет параметров этих отсеков в условиях испытаний показал удовлетворительное согласование с экспериментальными данными по топливному тракту и температуре стенок ТРОТ. Так, по температуре стенок ТРОТ отличие было не более 5…10К, Тw = 480…800К. Важный результат горячих испытаний ТРОТ–определение предельной наработки (ресурса) опытного об разца в специальных ресурсных испытаниях.

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202237

Полученный ресурс был достаточен для начала испытаний демонстрационного ПВРД с топливной СО, работающего на керосине. Однако расчеты параметров двигателя при М = 6 показали, что использование керосина для охлаждения целесообразно не на всех режи-

мах работы двигателя рассматриваемой размерности. Поэтому для совершенствования СО демонстрационного ПВРД были проведены расчетные исследования возможности уменьшения тепловых потоков при использовании ТРОТ с теплоизолирующими вставками из композиционных материалов С-С или С-SiC. Рассмотрены различные схемы передачи тепла от композитной вставки к металлическим стенкам ТРОТ (рис.11): полный

излучение

комбинированная схема.

что наиболее эффективно использование вставок с комбинированной схемой теплопередачи «излучение–полный контакт», позволяющее уменьшить температуру топлива и металлических стенок ТРОТ [17]. Показано, что в такой СО на режимах близких к стехиометрическим при М = 6 степень разложения керосина не превышает Z = 0,1. Следовательно, можно предотвратить коксоотложение пироуглерода и ухудшение работы двигателя. Проблема низкотемпературного кокса, образующегося при жидкофазном окислении УВТ при нагреве до температур выше предела термостабильности, критична для всех видов СО, и для ее изучения требуется прежде всего накопление опытных данных об интенсивности коксоотложений и ресурсе углеводородных СО с типичными обогреваемыми топливными каналами. Для получения таких данных были проведены экспериментальные исследования модельных керосиновых трубчатых теплообменников в области жидкофазного окисления без термодеструкции. Топливо– керосины РТ и ТС-1, давление сверхкритическое, режимные пара метры соответствовали работе теплообменников в сос таве перспективных ГТД и ПВРД. При этом за время предельной наработки, превышающее возможное время работы демонстрационного ПВРД, максимальная температура наружной поверхности стенок вследствие коксоотложений и ухудшения теплообмена, в зависимости от режима работы, увеличивалась

DТ

ных уравнениях сохранения расхода и энергии для течения керосина и эмпирической зависимости временного изменения термического сопротивления слоя кокса (Rс =dс / lс) при жидкофазном окислении от параметров топлива и стенки топливного канала. Модели позволяют оценивать параметры теплообменников с нагревом керосинов, толщину слоя коксо отложений и возможное максимальное время наработки до достижения предельных конструктивно-допустимых температур стенок топливных каналов. Наиболее досто верными эти оценки будут для теплообменников из нержавеющих сталей с нагревом керосина РТ при сверх критических давлениях 4…6 МПа до температур нижетемператур начала процессов термодеструкции, 850…870К, для температур стенок Тwmax = 650…1200 К, плотностей тока rU = 600…2000кг/(с×м 2) и тепловых

Использование хладоресурса УВТ в КСУ. Применительно к КСУ самолета-разгонщика, состоящей из ТРДДФ и ПВРД, работающих на эндотермическом УВТ (н-октан), на примере перспективного ТРДДФ Д-102К было показано, что использование хладоресурса УВТ в ТРДДФ в сочетании с вентилятором из

– ТВТ в СО турбины; – топливная СО основной камеры сгорания (топливо основной КС); – топливная СО форсажной камеры сгорания (форсажное топливо). С помощью комплексной математической модели выявлено [21], что использование ТВТ в СО турбины может продлить эффективную работу ТРДДФ до Мmax = = 3,5…3,7 с сохранением расхода охлаждающего воздуха, максимальной температуры лопатки Тлmax = 1120°С и требуемого ресурса. При этом топливо нагревается до 900К со степенью разложения Z = 0,9. Рис.14 иллюстрирует схему СО ПВРД, виды топливных каналов и тепловое состояние охлаждаемых стенок. Отметим удовлетворительное совпадение вели-

наиболее

УВТ в системах охлаждения элементов конструкции итопливовоздушных теплообменниках:

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202239

оболочек с оребрением (в 2D-полях изотермы Тw показаны красными линиями). Расчеты показали возможность организации системы охлаждения ПВРД КСУ самолета-разгонщика стемпературами конструкции менее Тwmax = 1120°С, допускающими применение современных жаропрочных никелевых сплавов. Сравнение хладоресурса рассматриваемых топлив при условии максимально допустимого нагрева до Ттоплmax = 1000K показано на рис.15. Заключение На основе проведенных комплексных исследований различных концепций АКС определен наиболее перспективный тип АКС как двухступенчатой системы и технический облик базовой комбинированной силовой установки самолета-разгонщика. Для дальнейшего развития работ сформирована программа разработки ключевых технологий, в которой центральное место

Литература

занимает демонстратор– экспериментальный ПВРД наэндотермическом топливе, работа над которым шла с 1996 по 2003 год. Выполнена разработка демонстрационного двухрежимного ПВРД, работающего на эндотермическом УВТ. Двигатель

моделей

КС демонстратора отработаны вопросы розжига, стабилизации и сгорания газообразных УВТ свысокой полнотой сгорания. Показана возможность организации систем охлаждения элементов конструкции и рабочих тел ВРД с использованием хладоресурса УВТ. Разработаны математические модели перспективных высокоскоростных ВРД

1.Hewitt F.A., Ward B.D. Advanced airbreathing power plant for hypersonic vehicles. 1989. (Ninth International Symposium on Air Breathing Engines : September 3–8, 1989, Athens, Greece ; ISABE 89-7107).

2.Hannigan R.J., Webb D.C. Global impacts of the NASP Program: the NASP-Derived Launch Vehicle. 1990. (41stCongress of the International Astronautical Federation : October 6–12, 1990, Dresden, Germany ; IAF-90-172).

3.Koelle D.E., Kuczera H. SANGER Space Transportation System. Progress Report. 1989. (40th Congress of the International Astronautical Federation : October 7–13, 1989, Torremolinos, Malaga, Spain ; IAF-89-217).

4.Kobayashi S., Maita M. Japanese Spaceplane Program overview. 1995. (International Aerospace Planes and Hypersonics Technologies : 3–7 April 1995, Chattanooga, TN, USA ; AIAA-95-6002).

5.Anfimov N.A. The Principle directions of Russian activities in research for conception of future reusable space transportation system (the program “Oryol” (Eagle)). 1995. (International Aerospace Planes and Hypersonics Technologies: 3–7 April 1995, Chattanooga, TN, USA ; AIAA-95-6003).

6.Lanshin A.I., Sosounov V.A. Russian aerospace combined propulsion systems research and development program (“Oryol-2-1”): progress review. 1996. (Space Plane and Hypersonic Systems and Technology Conf. : 18–22 November 1996, Norfolk, VA, USA ; AIAA-96-4494).

7.Turboramjet propulsion for hypersonic booster-aircraft of TSTO aerospace system / A.I. Lanshin, N.N. Dulepov et al.1996. (Space Plane and Hypersonic Systems and Technology Conf. : 18–22 November 1996, Norfolk, VA, USA;AIAA-96-4499).

8.Propulsion systems for TSTO airplane-accelerators of different types / N.P. Dulepov, A.I. Lanshin, O.V. Sokolova, E.V. Tjurikov. 2001. (10th AIAA/NAL-NASDA-ISAS International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 24–27 April 2001, Kyoto, Japan ; AIAA 2001-1914).

9.Фаворский

28,

10.Design investigations of turbojets using fuel cooling capacity for the 1st stage of TSTO

V. Chepkin, M. Goyhenberg, A. Lanshin. 1999. (9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 1–5 November 1999, Norfolk, VA, USA ; AIAA-99-4842).

11.Lanshin A.I., Sosounov V.A. Status of "Oryol-2-1" R&D Program. Combined propulsion systems for SSTO and TSTO. 1999. (9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference and 3rd Weakly Ionized Gases Workshop : 1–5 November 1999, Norfolk, VA, USA ; AIAA-99-4810).

13.Исследование рабочего процесса в элементах модельного ДГПВРД на углеводородном эндотермическом топливе / Ланшин А.И., Шихман Ю.М. и др. // Четвертый международный аэрокосмическийконгресс : посвящается 100летию авиации : сборник тезисов : 18–23 августа 2003 г., Москва, Россия. М. :СИПРИА,2003. С. 270–271. Ст.7.13.

14.Эндотермические топлива и рабочие тела силовых и энергетических установок / Т.Н. Шигабиев, Л.С. Яновский, Ф.М. Галимов, В.Ф. Иванов ; Рос. акад. наук, Казан. науч. центр, Отд. энергетики, Казан. гос. технол. ун-т. Казань, 1996. 264 с.

15.Коксоотложения в авиационных и ракетных двигателях / Л.С. Яновский, В.Ф. Иванов, Ф.М. Галимов, Г.Б. Сапгир; Рос. акад. наук, Казан. науч. центр, Отд. энергетики, Казан. гос. технол. ун-т. Казань, 1999. 285 с.

16.Maurice L., Edwards T., Griffiths J. Liquid hydrocarbon fuels for hypersonic propulsion // Scramjet propulsion / E.T.Curran and S.N.B. Murthy, editors.AIAA, 2001. (Progress inAstronautics andAeronautics / editor-in-chief P.Zarchan; vol. 189). Chap. 12. P. 757–822.

17.Термосиловая охлаждаемая конструкция стенки элемента высокотемпературного воздушно-газового тракта : патент RU 2403491 C2 / Шихман Ю.М., Шлякотин В.Е., Антыпко Л.В., Меньшиков А.Н. ; патентообладатель Центр. ин-т авиац. моторостроения им. П.И. Баранова, Рос. Федерация, от имени которой выступает М-во пром-ти и торговли РФ. Заявка № 2008111228/06, 26.03.2008 ; опубл. 10.11.2010, Бюл. № 31. 14 с.

18.Албегов Р.В., Виноградов В.А., Шихман Ю.М. Горение метана при различных схемах впрыска в воздушный поток с большими дозвуковыми скоростями // Физика горения и взрыва. Т. 52, № 1. С. 18–29.

19.Experimental research of methane combustion in high speed subsonic airflow / V.A. Vinogradov, Yu.M. Shikhman, R.V. Albegov, G.K. Vedeshkin. 2002. (AIAA/AAAF 11th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 29 September – 4 October 2002, Orleans, France ; AIAA 2002-5208).

20.Vinogradov V.A., Shikhman Yu.M., Segal C. Review of fuel pre-injection studies in a high speed airflow. 2006. (44thAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit : 9–12 January 2006, Reno, Nevada ; AIAA 2006-1030).

21.Исследования высокоскоростных и высокотемпературных ВРД, использующих топлива повышенного хладоресурса / Ю.М. Шихман, В.Е. Шлякотин, С.Н. Пеньков, Л.М. Хритов, А.И. Ланшин, Л.С. Яновский // Фундаментальные и прикладные проблемы космонавтики. 2000. № 4. С. 33–41.

22.Ianovskiy L.S. Endothermic fuels for hypersonic aviation // Fuels and combustion technology for advanced aircraft engines : papers presented at the Propulsion and Energetics Panel 81st Symposium held in Fiuggi, Italy, 10–14th May1993 = Les propergols et les systèmes de combustion pour les moteurs d’aéronefs / NATO Advisory Group for Aerospace Research and Development, NATO Propulsion and Energetics Panel. Neuilly sur Seine : AGARD, 1993. (AGARD Conference Proceedings ; vol. 536). P. 44-1–44-8.

23.Ланшин А.И., Шихман Ю.М., Шлякотин В.Е. Ключевые технологии создания и исследования комбинированных силовых установок перспективных авиационно-космических систем // Труды конференции «Космонавтика XXI века», ЦНИИмаш, Королев, 18–20 октября 2016 г.

References

1.Hewitt F.A., Ward B.D. Advanced airbreathing power plant for hypersonic vehicles. 1989. (Ninth International Symposium on Air Breathing Engines : September 3–8, 1989, Athens, Greece ; ISABE 89-7107).

2.Hannigan R.J., Webb D.C. Global impacts of the NASP Program: the NASP-Derived Launch Vehicle. 1990. (41stCongress of the International Astronautical Federation : October 6–12, 1990, Dresden, Germany ; IAF-90-172).

3.Koelle D.E., Kuczera H. SANGER Space Transportation System. Progress Report. 1989. (40th Congress of the International Astronautical Federation : October 7–13, 1989, Torremolinos, Malaga, Spain ; IAF-89-217).

4.Kobayashi S., Maita M. Japanese Spaceplane Program overview. 1995. (International Aerospace Planes and Hypersonics Technologies : 3–7 April 1995, Chattanooga, TN, USA ; AIAA-95-6002).

5.Anfimov N.A. The Principle directions of Russian activities in research for conception of future reusable space transportation system (the program “Oryol” (Eagle)). 1995. (International Aerospace Planes and Hypersonics Technologies: 3–7 April 1995, Chattanooga, TN, USA ; AIAA-95-6003).

6.Lanshin A.I., Sosounov V.A. Russian aerospace combined propulsion systems research and development program (“Oryol-2-1”): progress review. 1996. (Space Plane and Hypersonic Systems and Technology Conf. : 18–22 November 1996, Norfolk, VA, USA ; AIAA-96-4494).

7.Turboramjet propulsion for hypersonic booster-aircraft of TSTO aerospace system / A.I. Lanshin, N.N. Dulepov et al.1996. (Space Plane and Hypersonic Systems and Technology Conf. : 18–22 November 1996, Norfolk, VA, USA;AIAA-96-4499).

8.Propulsion systems for TSTO airplane-accelerators of different types / N.P. Dulepov, A.I. Lanshin, O.V. Sokolova,

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202241

E.V. Tjurikov. 2001. (10th AIAA/NAL-NASDA-ISAS International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 24–27 April 2001, Kyoto, Japan ; AIAA 2001-1914).

9.Favorskii O.N., Kurziner R.I. Development of air-breathing engines for high-speed aviation by combining advances in various areas of science and engineering. High Temperature. 1990. Vol. 28, no. 4. P. 606–613.

10.Design investigations of turbojets using fuel cooling capacity for the 1st stage of TSTO aerospace system / N. Dembo, V. Chepkin, M. Goyhenberg, A. Lanshin. 1999. (9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 1–5 November 1999, Norfolk, VA, USA ; AIAA-99-4842).

11.Lanshin A.I., Sosounov V.A. Status of “Oryol-2-1” R&D Program. Combined propulsion systems for SSTO and TSTO. 1999. (9th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference and 3rd Weakly Ionized Gases Workshop : 1–5 November 1999, Norfolk, VA, USA ; AIAA-99-4810).

12.Dulepov N.P., Lanshin A.I., Sokolova O.V., Tiurikov O.V. Sravnitel’nyi analiz silovykh ustanovok dlia perspektivnykh aviatsionno-kosmicheskikh system [The comparative analysis of propulsion system for perspective aerospace systems]. Fourth International Aerospace Congress, IAC’2003, dedicated to the 100th anniversary of aviation, abstracts, 18–23August 2003, Moscow, Russia. Moscow: SIP RIA, 2003. P. 268–269. Art. 7.12.

13.Lanshin A.I., Shikhman Iu.M. et al. Issledovanie rabochego protsessa v elementakh model’nogo DGPVRD na uglevodorodnom endotermicheskom toplive [Operating process investigation in elements of model hydrocarbon endothermicfueled dual mode scramjet]. Fourth International Aerospace Congress, IAC’2003, dedicated to the 100th anniversary of aviation, abstracts, 18–23 August 2003, Moscow, Russia. Moscow: SIP RIA, 2003. P. 272–273. Art. 7.13.

14.Shigabiev T.N., Ianovskii L.S., Galimov F.M., Ivanov V.F. Endotermicheskie topliva i rabochie tela silovykh i energeticheskikh ustanovok [Endothermic fuels and working medium of propulsion and power plants]. Russian Academy of Sciences, Kazan Scientific Center, Department of Energy. Kazan: National Research Technical University, 1996. 264p.

15.Ianovskii L.S., Ivanov V.F., Galimov F.M., Sapgir G.B. Koksootlozheniia v aviatsionnykh i raketnykh dvigateliakh [Coke deposition in aviation and rocket engines]. Russian Academy of Sciences, Kazan Scientific Center, Department of Energy, Kazan National Research Technical University, 1999. 285 p.

16.Maurice L., Edwards T., Griffiths J. Liquid hydrocarbon fuels for hypersonic propulsion // Scramjet propulsion / E.T.Curran and S.N.B. Murthy, editors.AIAA, 2001. (Progress inAstronautics andAeronautics / editor-in-chief P.Zarchan; vol. 189). Chap. 12. P. 757–822.

17.Shikhman Iu.M., Shliakotin V.E., Antypko L.V., Men’shikov A.N. Termosilovaia okhlazhdaemaia konstruktsiia stenki elementa vysokotemperaturnogo vozdushno-gazovogo trakta [Thermal power cooled wall construction of high-temperature air-gas path element]. Patent RF, no. 2403491 C2. Patent holder: CIAM, Ministry of Industry and Trade of the Russian Federation. Application No. 2008111228/06 dated 26.03.2008, published on 10.11.2010, Bulletin No. 31, 14p.

18.Albegov R.V., Vinogradov V.A., Shikhman Yu.M. Combustion of methane injected into an air flow with high subsonic velocities by different methods. Combustion, Explosion and Shock Waves. 2016. Vol. 52, iss. 1. P. 14–25. DOI 10.1134/ S0010508216010020.

19.Experimental research of methane combustion in high speed subsonic airflow / V.A. Vinogradov, Yu.M. Shikhman, R.V. Albegov, G.K. Vedeshkin. 2002. (AIAA/AAAF 11th International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference : 29 September – 4 October 2002, Orleans, France ; AIAA 2002-5208).

20.Vinogradov V.A., Shikhman Yu.M., Segal C. Review of fuel pre-injection studies in a high speed airflow. 2006. (44thAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit : 9–12 January 2006, Reno, Nevada ; AIAA 2006-1030).

21.Shikhman Iu.M., Shliakotin V.E., Pen’kov S.N., Khritov L.M., Lanshin A.I., Ianovskii L.S. Issledovaniia vysokoskorostnykh i vysokotemperaturnykh VRD, ispol’zuiushchikh topliva povyshennogo khladoresursa [Studies of high-speed and high-temperature air-breathing engines utilizing fuels with increased cooling capacity]. Fundamental’nye i prikladnye problemy kosmonavtiki [Fundamental and applied problems of cosmonautics]. 2000. No. 4. P. 33–41.

22.Ianovskiy L.S. Endothermic fuels for hypersonic aviation // Fuels and combustion technology for advanced aircraft engines : papers presented at the Propulsion and Energetics Panel 81st Symposium held in Fiuggi, Italy, 10–14th May1993 = Les propergols et les systèmes de combustion pour les moteurs d’aéronefs / NATO Advisory Group for Aerospace Research and Development, NATO Propulsion and Energetics Panel. Neuilly sur Seine : AGARD, 1993. (AGARD Conference Proceedings ; vol. 536). P. 44-1–44-8.

23.Lanshin A.I., Shikhman Iu.M., Shliakotin V.E. Kliuchevye tekhnologii sozdaniia i issledovaniia kombinirovannykh silovykh ustanovok perspektivnykh aviatsionno-kosmicheskikh sistem [Key technologies for creation and research of combined propulsion systems for advanced aerospace systems]. Proceedings of the “Cosmonautics of the XXIcentury” conference, TsNIIMash (Central Research Institute for Machine Building), Korolev, October 18–20, 2016.

А.Ю., Строкин В.Н., Шилова Т.В. Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова, г. Москва e-mail: ayvasilev@ciam.ru Одним из способов, помогающих снизить эмиссию газотурбинных двигателей, является применение водорода, и в частности его применение в гибридных ГТД. В рассматриваемом случае гибридный ГТД–это двигатель, имеющий на одном валу не только турбину низкого давления, но и электродвигатель,

позиции малой эмиссии. Рассмотрена камера сгорания гибридного ГТД, дана оценка эмиссии NOx при ее работе как на керосине, так

водороде. Показана схема двухтопливной камеры сгорания, предложенная в ЦИАМ. Ключевые слова: гибридный газотурбинный двигатель, камера сгорания, альтернативное топливо, водород, система подачи топлива, эмиссия NOx, двухтопливная камера сгорания

On the features of a kerosene-hydrogen combustion chamber of a hybrid gas turbine engine

Vasiliev А.Yu., Strokin V.N., Shilova T.V. CIAM, Moscow

One of the ways to help reduce the emissions of gas turbine engines is by using hydrogen, and in particular, using it in hybrid GTEs. In the examined case, a hybrid GTE is an engine that has not only a low-pressure turbine on one shaft, but also an electric motor that increases the engine’s thrust due to a fan. The paper analyzes CIAM’s experience in creation of a hydrogen combustion chamber for the NK-88 turbofan engine and design elements of modern combustion chambers from the standpoint of low emission. The combustion chamber of a hybrid GTE is examined and an assessment is made of NOx emission during its operation on both kerosene and hydrogen. In conclusion, the configuration of the dual-fuel combustion chamber proposed by CIAM is presented.

Keywords: hybrid gas turbine engine, combustion chamber, alternative fuel, hydrogen, fuel supply system, NOx emission, dual-fuel combustion chamber

при использовании

Авиационные двигатели l 3 (16)

устройство 22% суммарного расхода через камеру. Влетном ее варианте одна половина модулей работала на керосине, а вторая на водороде. Весьма важным для работы водородной камеры надвигателе НК-88 оказалось равномерное окружное распределение водорода, что потребовало реализации многоточечного подвода к топливному коллектору. Важным результатом испытаний топливной системы двигателя была гидравлическая неустойчивость при низких температурах водорода (35…40К), которая исчезла при повышении температуры водорода в теплообменнике до 60К. Лучшие характеристики по полноте сгорания водорода (h= 0,99) и полю температур были получены соструйной форсункой (пять отверстий), вставленной взавихритель фронтового модуля (см. рис.1,а). В ЦИАМ проводились опыты на отсеке ( p * к = = (1,3…3,8) 105 Па, T * к = 280…410 К, lа = 0,2...0,36, pH2 = = (13…35) 105 Па) как для водородной камеры сгорания двигателя НК-88, так и для двухтопливного ее варианта (керосин–водород). Для керосина была использована стандартная схема подачи топлива через большое число модулей. Для подачи водорода исследованы две схемы: радиальная и осевая (рис.2).

первом

водород подавался

трубки

диаметра (d

напротив каждого

модулей, через

65мм от фронтового

Таким образом, было показано, что при создании камеры сгорания на водороде могут быть использованы керосиновые камеры, в которых будет произведена модернизация схемы подачи и топливных форсунок. Другие схемы камер сгорания на чистом водороде рассмотрены в [2]. Эмиссионных измерений в описанных выше исследованиях не было проведено. В связи с этим обратимся к результатам испытаний камеры сгорания двигателя PT6 [2]. На рис.3 представлены данные о выбросах NOx при работе камеры на керосине и водороде [2]. Линиями показаны теоретические оценки [3], которые базируются на расчете параметров топливовоздушной смеси и времени пребывания в камере. В этих опытах топливо (керосин или водород) подавались через форсунки водних и тех же местах (аналогично осевой схеме подачи, рассмотренной выше). При этом подогрев газа оставался одинаковым для соответствующих режимов при работе на разных топливах (например, при p * к = = 0,8МПа, T * к = 585К, T * г = 1300К).

Сравнивая расход топлив на соответствующих режимах при одинаковом подогреве газа, который можно оценить по формуле

ипри одинаковом расходе воздуха через камеру, можно заключить, что расход водорода будет в 3,5 раза меньше из-за различия стехиометрического коэффициента (Lk = 14,8, LH2 = 34,5) и небольшого (на 20%) увеличе-

= 1,2), засчет их различия при максимальной равновесной температуре газа:

на чистом водороде камера показала меньше выбросов (ppm), чем при испытании на природном газе*) (табл.1). Это противоречит данным, приведенным выше для камеры сгорания двигателя PT6, где выбросы EINOx при работе на водороде существенно превышали выбросы при работе на керосине. По мнению авторов настоящей статьи, этот факт связан с существенным улучшением смешения и раздачи газообразного водорода в этой камере сгорания.

Последнее утверждение при анализе рис.3 дает основание считать, что для диффузионных камер сгора ния индекс эмиссии NOx возрастает при использовании водорода примерно в трираза. Основной проблемой вдиффузионной схеме является стехиометрическая температура горения, которая у водорода выше, чем укеросина, что и ведет к росту образования NOx. В настоящее время создают камеры сгорания на водороде с использованием новых схем, типа LDI (lean direct injection, прямойвпрыскобедненнойтопливовоздушнойсмеси), преждевсегодляназемныхгазотурбинныхустановок(ГТУ).

На рис.4 представлена камера сгорания фирмы Siemens[4], работающая на смеси водорода и синтезгаза в установке SGT-6. Обращает на себя внимание завихрительное устройство на входе. При испытании

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202245

Практически о том же утверждается в [5], где показано, что хорошее перемешивание в горелке (путем интенсивной закрутки воздуха) создаст бедную смесь с a= 2,0…2,5, которая будет гореть устойчиво и из-за относительно низких температур при горении будет давать низкий уровень эмиссии NOx. Для ликвидации проскока пламени внутри такой горелки предлагается реализовать продувку воздухом центра вихря (рис.5). По результатам ОН-излучения при работе горелки наразных составах смеси для бедной смеси с f= 0,4 (a= 2,5) в области пламени не наблюдается высоких температур. Эта горелка в широком диапазоне темпера туры продуктов сгорания на выходе (вплоть до 1900К) показывает при температуре воздуха T * к = 750К значения EINOx 1…2г/кг.

Таким образом, если для керосиновых камер сгорания выбросы NOx могут быть оценены по экспериментальным данным или посредством расчета, то в случае с водородом (при отсутствии эксперимента и надежного расчета) в зависимости от схемы горелки показатели могут меняться значительно сильнее и быть как выше (для диффузионных камер), так и ниже (для современ ных горелок) выбросов керосиновых камер сгорания. Камера сгорания перспективного гибридного ГТД В качестве примера рассмотрим работу на различных топливах камеры сгорания гибридного

камере сгорания ГГТД приблизительно

прототипа. Однако расход

же, что

камеру сгорания прототипа в два раза больше. Если сохранять одинаковым время пребывания продуктов сгорания ( 10мс) и скорость воздуха в камерах, то можно определить поперечный и продоль ный

камеры сгорания ГГТД:

Зная исходные данные p * к, T * к, GвхКС и объем жаровой трубы, найдем критерий форсирования на всех режимах:

Далее с помощью эмпирической формулы находим полноту сгорания топлива на всех режимах взлетнопосадочного цикла (ВПЦ) при работе на керосине: h= 1 0,8K 2 v

Расчетпоказывает, чтона режиме взлета полнота сгорания топлива h= 1, а на режиме малого газа h> 0,995, что говорит о высокой эффективности процесса горения в данной камере на основных режимах ВПЦ и омалых выбросах СО и НС.

Оценка параметра эмиссии NOxпри работе гибридного ГТД на керосине Для оценки параметра эмиссии NOx ГГТД по режимам ВПЦ воспользуемся данными, представленными в материалах ИКАО для двух современных фронтовых устройств. В качестве таковых рассмотрим данные банка ИКАО [6] для двигателя ПС-90А1 и двигателя GEnx с камерой сгорания типа TAPS, при степени повышения полного давления p * кå = 34. Используя экспериментальные данные этих изделий (табл.3), можно оценить параметр эмиссии Dp / F00 (г/кН) для гибридного ГТД: (1) где j = 1, 2– номер вида эмиссии (NOx и CO соответственно); i = 1…4–номер режима работы на ВПЦ (взлет, набор высоты, снижение, малый газ); (Dp / F00)j –параметр эмиссии j-го вида ((Dp / F00)NOx, (Dp / F00)CO), г/кН; EIij –индекс эмиссии j-го вида на i-м режиме работы, г/кг; G

–расход топлива на i-м режиме, кг/мин; ti – время работы на i-ом режиме, мин; F00 –заданная суммарная взлетная (стендовая) тяга двигателя,кН. Расчет по указанной зависимости с учетом данных, приведенных в табл.3, дает:

F

(стендовом) режиме.

параметр эмиссии для ГГТД

нормам ИКАО

60,4г/кН.

Таким образом, рассмотренная камера сгорания гибридного ГТД с фронтовыми модулями типа GEnx или ПС-90А1 при работе на керосине может обеспечить выбросы NOx соответственно 20 или 45% указанных норм ИКАО. Полученные значения параметра эмиссии являются весьма низкими. Они обусловлены тем, что в расчетной зависимости (1) в качестве взлетной тяги используется суммарная тяга ГГТД как результат работы газогенератора и электропривода. Оценка параметра эмиссии NOxпри работе

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202247

ПС-90А1 в водородном двигателе и схему подачи водорода в первичную зону горения в местах подачи керосина. Очевидно, что такое предположение даст максимально высокие значения параметра эмиссии. Используя формулы, приведенные выше, рассчитаем параметр эмиссии Dp / F00 для гибридного двигателя, работающего на водороде. Как и предполагалось, несмотря на принятые повышенные выбросы окислов азота, из-за сравнительно низкого расхода водорода параметр эмиссии для гибридного двигателя с камерой сгорания типа ПС-90А1

Dp / F00 = 31 г/кН, что составляет 52% указанных выше норм ИКАО. Напомним, что для гибридного двигателя на керосине стой же схемой камеры сгорания параметр эмиссии составил 28г/кН, т.е. 45,5% норм ИКАО. Использование других, современных способов подачи водорода может существенно снизить указанную величину выбросов NOx

Элементы двухтопливной камеры сгорания гибридного ГТД В качестве возможной схемы фронтового модуля двухтопливной камеры сгорания можно использовать фронтовой

топливный канал со шнеком), которая обеспечивает равномерную закрутку топлива вокруг центральной оси модуля. На выходе из шнека струи топлива попадают в узкий кольцевой канал, где начинают растекаться по поверхности, образуя топливную пленку. На торце по верхности пленку подхватывает с двух сторон воздух из осевых завихрителей (4, 6), обеспечивая тем самым хорошее перемешивание и распыл керосина. Для газообразного топлива в этом модуле установлен отдельный коллектор (7) с многочисленными отверстиями. Эта мера обеспечит равномерное распределение водорода в основной зоне. При размещении модулей в камере сгорания примем, что расстояние между ними соответ ствует условию

0,7…0,8,

форсунки (3) и двух радиальных завихрителей (1, 2). Основная зона включает в себя керосиновую кольцевую форсунку (5) (кольцевой

Отметим, что воздушные отверстия в обечайках жаровой трубы отсутствуют и весь воздух идет через фронт и систему охлаждения. Поэтому для реализации режимов запуска и горения бедной смеси кроме подачи керосина используется дополнительная, одновременная подача небольшого количества водорода через двухтопливную форсунку.

Заключение

Рассмотрены схемы камер сгорания, работающих на керосине и водороде. Для работы на таких топливах могут быть использованы как схемы керосиновых камер, так и новые схемы фронтовых устройств с улучшенным перемешиванием топлива и воздуха.

Литература

Предварительная оценка параметра эмиссии NOx камеры сгорания гибридного ГТД с фронтовыми модулями типа GEnx и ПС-90А1 при работе на керосине показала, что такие камеры могут обеспечить выбросы NOx, составляющие соответственно 20 и 45% норм ИКАО. При работе на водороде камеры сгорания диффузионного типа выбросы NOx могут составлять 52% этих норм. Низкие расчетные выбросы NOx связаны стем, что

работы газогенератора и электропривода. На базе двухтопливного фронтового модуля ЦИАМ предложена конструктивная схема

1.Двигатели 1944–2000 : авиационные, ракетные, морские, промышленные / ред.-сост. И.Г. Шустов. М. : АКСКонверсалт, 2000. а-14, 408 с. (Отечественная авиационная и ракетно-космическая техника).

2.Sampath R., Shum F. Combustion performance of hydrogen in a small gas turbine combustor // Hydrogen energy progress V : proceedings of the 5th World Energy Conference, Toronto, Canada, 15–20 July 1984 / ed. T.N. Veziroglu, J.B. Taylor. New York : Pergamon Press, 1984. (Advances in hydrogen energy ; 4). Vol. 4. P. 1467–1471.

3.Кузнецов В.Р. Образование окислов азота в камерах сгорания ГТД // Образование окислов азота при турбулентном диффузионном горении в течениях струйного типа / Ю.Я. Бурико, В.Р. Кузнецов. Образование окислов азота в камерах сгорания ГТД / В.Р. Кузнецов. 1983. (Труды ЦИАМ ; № 1086). С. 8–18.

4.Advanced gas turbine combustion system development for high hydrogen fuels / J. Wu, Ph. Brown et al. // ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea, and Air : May 14–17, 2007, Montreal, Canada. Vol. 2. P. 1085–1091. GT2007-28337.

5.Анализ новой гибридной схемы двигателя AHEAD (Advanced Hybrid Engines for Aircraft Development) дальнемагистрального самолета : аналитический обзор / Строкин В.Н., Волков С.А., Шилова Т.В., Беликов Ю.В. ; Центр. ин-т авиац. моторостроения им. П.И. Баранова. М. : ЦИАМ, 2017. 18 с. По материалам 7-й рамочной программы ЕС (Seventh Framework Programme ACP1-GA-2011-284636).

6.ICAO aircraft engine emissions databank. Iss. 28C (20 July 2021) // EASA Pro: site / EASA. Section “Domains”. URL: https://www.easa.europa.eu/domains/environment/icao-aircraft-engine-emissions-databank. File name: edbemissions-databank v28C.xlsx.

7.Охрана окружающей среды : прил. 16 к Конвенции о международной гражданской авиации. Т. 2. Эмиссия

П.И.Баранова,

которой выступает М-во пром-ти и торговли РФ. Заявка №2008137455/06, 22.09.2008 ; опубл. 10.04.2010, Бюл. № 10.

References

1.Dvigateli 1944–2000: aviatsionnye, raketnye, morskie, promyshlennye [Engines of 1944-2000: aviation, rocket, marine, industrial]. Compiling editor I.G. Shustov. Moscow: AKS-Konversalt, 2000. a-14. 408 p. (National aviation, rocket and space technology).

2.Sampath R., Shum F. Combustion performance of hydrogen in a small gas turbine combustor // Hydrogen energy progress V : proceedings of the 5th World Energy Conference, Toronto, Canada, 15–20 July 1984 / ed. T.N. Veziroglu, J.B. Taylor. New York : Pergamon Press, 1984. (Advances in hydrogen energy ; 4). Vol. 4. P. 1467–1471.

3.Kuznetsov V.R. Obrazovanie okislov azota v kamerakh sgoraniia GTD [Formation of nitrogen oxides in the combustion chambers of GTEs]. Iu.Ia. Buriko, V.R. Kuznetsov Obrazovanie okislov azota pri turbulentnom diffuzionnom gorenii

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202249

v techeniiakh struinogo tipa [Formation of nitrogen oxides during turbulent diffusion combustion in jet streams]. Kuznetsov V.R. Obrazovanie okislov azota v kamerakh sgoraniia GTD [Formation of nitrogen oxides in the combustion chambers of GTEs]. 1983. (Proceedings of CIAM; No. 1086). P. 8–18.

4.Advanced gas turbine combustion system development for high hydrogen fuels / J. Wu, Ph. Brown et al. // ASME Turbo Expo 2007: Power for Land, Sea, and Air : May 14–17, 2007, Montreal, Canada. Vol. 2. P. 1085–1091. GT2007-28337.

5.Strokin V.N., Volkov S.A., Shilova T.V., Belikov Iu.V. Analiz novoi gibridnoi skhemy dvigatelia AHEAD (Advanced Hybrid Engines for Aircraft Development) dal’nemagistral’nogo samoleta: analiticheskii obzor [Analysis of the new hybrid engine layout AHEAD (Advanced Hybrid Engines for Aircraft Development) for a long-range aircraft: an analytical review]. Central Institute of Aviation Motors. Moscow: CIAM, 2017. Based on materials of the EU’s Seventh Framework Programme ACP1-GA-2011-284636.

6.ICAO aircraft engine emissions databank. Iss. 28C (20 July 2021) // EASA Pro: site / EASA. Section “Domains”. URL: https://www.easa.europa.eu/domains/environment/icao-aircraft-engine-emissions-databank. File name: edbemissions-databank v28C.xlsx.

7.Environmental protection. Annex 16 to the Convention on International Civil Aviation. Vol. 2: Aircraft engine emissions. 4th ed. Montreal: ICAO, 2017. 170 p. Pag. var.

8.Strokin V.N., Shilova T.V., Vasil’ev A.Iu. Ustroistvo dlia podgotovki i podachi toplivovozdushnoi smesi v kameru sgoraniia [Device for preparing air-and-fuel mixture to be supplied to combustion chamber]. Patent RF, no. 2386082C1. Patent holder: Central Institute of Aviation Motors, Ministry of Industry and Trade of the Russian Federation. Application No. 2008137455/06 dated 22.09.2008, published on 10.04.2010, Bulletin No. 10.

Материалыполученыредакцией22.07.2022

острой проблеме нехватки

быстрое развитие

можно осуществить на основе малоразмерных ГТД (МГТД). Такое развитие может быть обеспечено созданием на базе единого газогенератора МГТД для летательных аппаратов разного назначения, а также путем конверсии– создания газотурбинных установок на основе существующих авиационных МГТД,

способствовать

развитию российской энергетики. Показано, что задача вполне осуществима в ближайшее время. Ключевые слова: малоразмерный ГТД, авиационный ГТД, единый газогенератор, семейство ГТД, летательный аппарат, энергетическая установка, газотурбинная установка, конверсия

The progress in aviation engine development can be facilitated by creating highly efficient small power plants

FavorskiyO.N., Lanshin A.I., Solonin V.I. CIAM, Moscow

The article is devoted to the critical problem of the shortage of modern domestic aircraft engines. It is shown that the rapid progress in aircraft engine development can be carried out based on small-sized GTEs. Such progress can be ensured by developing small-sized GTEs for aircraft of various purposes based on a unified engine core, as well as creation of gas turbine power plants based on existing small-sized GTEs, which will contribute tothegrowth of Russian power industry. It is shown that the task is quite achievable in the near future.

Keywords: small-sized GTE, aviation GTE, unified engine core, family of GTEs, aircraft, power plant, gasturbine plant, conversion

Авиадвигателестроение является одной из самых высокотехнологичных отраслей промышленности, которая обеспечила превращение авиации в важнейшую составляющую транспортной системы и обороноспособности страны. Авиационный газотурбинный двигатель в результате научно-технического прогресса достиг наивысшего, в сравнении с продукцией общего машиностроения, совершенства: термодинамического, уровня аэродинамической нагруженности лопаточных машин, максимальной температуры газа перед турбиной, эффек тивности охлаждения и теплозащиты горячей части, удельного веса, многорежимности работы, применения новых

В связи с тем, что авиационный двигатель становится все более сложным и дорогим изделием, финансирование программ за рубежом осуществляется за счет государственного бюджета и собственных средств компаний-разработчиков, постоянно увеличивается и составляет несколько миллиардов долларов в год. Причем средства, выделяемые компаниями, в 2,5…3 раза превышают бюджетные. В результате экономических преобразований 1990-х годов отечественное двигателестроение отстает ототрасли в технологически развитых западных странах на поко ление (15…20 лет). Российские предприятия серийно выпускают двигатели, созданные в 1980…1990-е годы. Исключением является двигатель SaM146, совместный продукт французской компании Safran и ПАО «ОДКСатурн». Причем выпуск отечественных двигателей гражданского назначения исчисляется десятками в год, в то время как зарубежные фирмы выпускают ежегодно несколько тысяч двигателей различного назначения. Таким образом, сейчас в России существование и развитие авиадвигателестроения невозможно без многократного увеличения производства авиадвигателей, апоскольку на создание конкурентоспособных двигателей требуются десятки миллиардов долларов вгод, то решающую роль здесь должно играть государство. В нынешних условиях, когда большая часть авиаперевозок в РФ осуществляется на самолетах иностранного производства, и с учетом вводимых санкций создание конкурентоспособной авиационной техники крайне актуально. Создание в рамках импортозамещения современных отечественных двигателей ПД-14 (для самолета МС-21) и ПД-8 (для SSJ-100new) испытывает определенные трудности из-за недостаточного финансирования. Отсутствие крупной авиатехники может быть восполнено путем увеличения выпуска малоразмерных газотурбинных двигателей (МГТД) для вертолетов и самолетов местных воздушных линий (МВЛ), деловых самолетов, легких транспортных и беспилотных воздушных судов (БВС) различного назначения. В настоящее время осуществляется серийное производство турбовальных ГТД (ТВГТД) ВК-2500 и ТВ7-117В, идет подготовка к серийному производству ТВГТД ВК-800В и турбовинтового двигателя (ТВД) ВК-800С. Все российские ТВГТД/ТВД, выпускаемые серийно и находящиеся в разработке, по уровню техни ческого совершенства соответствуют серийным зарубежным аналогам.

УвеличениевыпускаМГТДособенно актуально вусловиях принятой программы развития Крайнего Севера и Дальнего Востока. Это требует развития транспортной системы, которое может быть обеспечено само

летами МВЛ и вертолетами, что потребует расширения производства МГТД мощностью до 4000 л.с. Кроме того, одним из эффективных способов развития отрасли может служить увеличение выпуска энергетических газотурбинных установок (ГТУ) малой мощности на основе существующих авиационных двигателей, разработка которых уже была профинансирована государством, что позволит обеспечить населенные пункты численностью в несколько тысяч человек электроэнергией и теплом. Успешность создания отечественных энергетических ГТУ на базе авиационных двигателей продемонстрировало АО «ОДК-Авиадвигатель». Предприятие сохранилось в 1990-е годы благодаря разработке и выпуску ГТУ мощностью от 2,5 до 25МВт на базе существующих двигателей. К настоящему времени передано в экс плуатацию более 1000ГТД для транспортировки газа и выработки электроэнергии, их наработка превысила 30млн часов [4]. Выпуск таких установок осуществляют также ПАО «ОДК-Кузнецов», ПАО «ОДК-Сатурн» и АО «ОДККлимов». Таким образом, АО «Объединенная двигателестроительная корпорация» имеет возможность вкороткое время обеспечить электрической и тепловой энергией– в энергосберегающем когенерационном цикле–населенные пункты по всей территории нашей страны. Использование продукции российских двигателестроительных предприятий имеет преимущество перед зарубежными поставками в стоимости жизненного цикла изделия: – отечественные ГТУ имеют высокую степень заводской готовности для использования в типовых проектах генерирующих энергию объектов; – близость поставщиков сводит к минимуму сроки и трудоемкость монтажа, пусконаладочных работ, ввода объектов

ства малой энергетики ЖКХ и промышленных предприятий, что составляет 8% общей установленной электрической мощности. Перевод 15…20% устаревших котельных на когенерационный цикл с использованием газотурбинных двигателей, в дополнение к безусловному решению задач теплоснабжения, может дать примерно столько же электроэнергии, сколько планируется получить при развитии большой энергетики [5; 6].

Необходимая конструктивная доработка авиационных ГТД включает следующие основные изменения: – преобразование конструктивной схемы базового авиадвигателя в ГТУ; – выполнение требований по ресурсу, надежности и безопасности наземной эксплуатации;

– изменения, связанные с различием условий эксплуатации базового двигателя и ГТУ, способствующие улучшению характеристик ГТУ;

– доработка камеры сгорания (и топливной системы) с обеспечением необходимых экологических характеристик при работе на заданном топливе;

– создание свободной турбины, если ее нет в конструкции базового двигателя и невозможно подобрать из существующих;

– создание редуктора (или его доработка) для ГТУ в соответствии с требуемой для электрогенератора или газоперекачивающего компрессора частотой вращения;

– разработка принципиально новой системы автоматического управления (САУ), отвечающей условиям применения ГТУ;

– разработка системы контроля и диагностики технического состояния ГТУ (обычно встроенной в САУ); – доработка масляной системы с расчетом на длительную работу ГТУ.

Все эти изменения могут быть выполнены в короткие сроки и не требуют больших финансовых затрат. Однако сейчас осуществляются лишь единичные поставки ГТУ для реконструкции и развития объектов тепло- и энергоснабжения ЖКХ, социальной инфраструктуры. Предоставляется возможность на муниципальном уровне оптимизировать пропорции выработки тепла и электроэнергии, повысить надежность и бесперебойность тепло- и энергоснабжения и эффективность, в том числе за счет потребления топлива.

Ноэтому во многом препятствует то, что уже много лет остается нерешенным ряд правовых и организационных вопросов, основным из которых является вопрос

конверсии

техническим

Академии наук

программа

типоразмерного

ГТУ

базе авиационных

для модернизации теплоэлектроцентралей (ТЭЦ) и паросиловых станций. В НИЦ ЦИАМ был создан стенд (рис.1) для проведения экспериментально-доводочных работ. Назначение стенда: – отработка основных характеристик ГТУ (мощность, газодинамическая устойчивость, экономичность и др.);

– доводка опытных полноразмерных ГТУ на стационарных и переходных режимах работы (пуск, повторное нагружение, аварийные режимы, полный и частичный сброс нагрузки, перегрузка);

– отработка САУ;

– исследование теплового состояния;

– отработка топливной системы и системы смазки; – проверка акустических и экологических характеристик; – сертификационные испытания серийных ГТУ. Технические характеристики стенда ЦИАМ Расход воздуха через шахту всасывания, кг/с . . . £ 120 Номинальная мощность электрогенератора, МВт . . 20 Расход природного газа, кг/с . . . . . . . . . . . . . . . . . . £ 1,8 Расход жидкого топлива (керосина, дизельного), кг/с . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . £ 2 Давление топливного газа на входе в ГТУ, ати . . . £ 30 На стенде ЦИАМ в середине 1990-х годов была отработана ГТУ мощностью 20МВт

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202253

эксплуатирует ОАО «Нафтан» в Белоруссии. На стенде ЦИАМ проводились испытания и других ГТУ. Кроме того, были созданы малоэмиссионные камеры сгорания на газообразном топливе и электронная САУ ГТУ для работы на блочных электростанциях на жидком и газообразном топливе. Таким образом, авиадвигателестроение в короткие сроки может обеспечить ускоренное развитие региональной энергетики путем реконструкции и развития объек тов тепло- и энергоснабжения ЖКХ, социальной инфраструктуры и промышленных предприятий. Преобразование котельных в ГТУ-ТЭЦ обеспечит стране дополнительно около 90ГВт электроэнергии. Помимо получения дополнительной электроэнергии, будет осуществлено коренное изменение системы тепло энергоснабжения: постепенный переход от централизованной системы к распределенной, децентрализованной. При этом только благодаря снижению транспортных потерь будет получено дополнительно около 10% тепловой и электрической энергии и уменьшится стоимость производимого тепла [6]. Важный аспект децентрализации энергоснабжения–существенное уменьшение капитальных вложений, требуемых для модернизации котельных, и весьма низкий (2…5лет) срок окупаемости. Для оснащения ТЭЦ газотурбинными установками требуются ГТУ различной мощности, от 1 до 25МВт, разработанные на базе существующих двигателей. По расчетам, проведенным в АО «ОДК», запуск 200 энергетических ГТУ позволит ежегодно экономить около 1,2млрдм3 первичных источников энергии, т.е.1,4млнт условного топлива. Широкое внедрение ГТУ при преобразовании котелен в ГТУ-ТЭЦ является

эффективным и быстрым способом технического перевооружения энергетики России. Однако, помимо технико-производственных вопросов, для разворачивания программы технического пере вооружения и модернизации существующих котелен и обеспечения

Севера

Дальнего Востока, а также развития локальной тепло-

и повышении энергетической эффективности, устанавливающий в том числе обязательную покупку сетевыми компаниями электроэнергии, вырабатываемой установками локальной, малой энергетики; – разработать мероприятия, стимулирующие создание местных ТЭЦ; – разработать механизм подключения к газовым сетям объектов малой энергетики, определить тарифы этого подключения и оплаты поставок газа объектам локальной энергетики при комбинированной выработке ими тепла и электроэнергии. Кроме создания энергетических установок на базе авиационных двигателей, развитию авиадвигателестрое ния может способствовать создание и производство МГТД. Области применения МГТД включают создание силовых установок для вертолетов различного назначе ния, региональных самолетов и летательных аппаратов МВЛ, легких деловых самолетов, БВС, создание вспомо гательных ГТД и др. [7]. Единый газогенератор обеспечивает разнообразие используемых схем двигателей: турбовальных двигателей для вертолетов, турбовинтовых двигателей для самолетов различного назначения, двухконтурных двигате Табл.1. Базовые газогенераторы и двигатели Двигатель Газогенератор

Перспективные технические решения (РК– рабочее колесо, КМ– композиционный материал)

ЦИАМ

2013…2022

МГТД Разработка концепции

концепции

лей (ТРДД) для деловых самолетов, турбореактивных двигателей (ТРД) для БВС, вспомогательных ГТД для самолетов и вертолетов. Базовые газогенераторы и двигатели, создаваемые на их основе, представлены в табл.1. Газогенераторы с малыми размерами проточной части, предопределяющими использование соответствующих конструктивных форм (центробежных компрессоров, противоточных камер сгорания идр.), на протяжении многих лет исследовались в ЦИАМ. Технические решения, отработанные в рамках создания научно-технического задела, показаны на рис.2, арезультаты научно-исследовательской работы по малоразмерным газотурбинным двигателям, проведенной

табл.2.

перспективных МГТД

семейства двигателей различного назначения на основе базового газогенератора [8], что позволяет существенно сократить сроки создания двигателей и уменьшить

и изготовление. Возможное семейство МГТД

ние программ разработки критических технологий

технических решений, чтобы на их основе создать конкурентоспособные двигатели нового поколения.

Литература

развитие авиации и энергетики

1.Бабкин В.И., Солонин В.И. Современная методология создания конкурентоспособных авиационных двигателей и место науки в этом процессе // Двигатель. 2017. № 1 (109). С. 10–13.

2.Ланшин А.И. Опыт организации научно-исследовательских работ по созданию научно-технического задела применительно к перспективным авиационным двигателям // Методология организации научных исследований и разработок в обеспечение создания высокотехнологичной

(применительно

авиационных двигателей) : сборник статей / Центр. ин-т авиац. моторостроения им. П.И. Баранова ; под общ. ред. М.В. Гордина и А.И. Ланшина. М. : ЦИАМ, 2019. (Труды ЦИАМ ; № 1362). С. 83–94.

3.Работы ведущих авиадвигателестроительных компаний в обеспечение создания перспективных авиационных двигателей (аналитический обзор) / В.А. Скибин, В.И. Солонин, В.А. Палкин и др. ; под общ. ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. М. : ЦИАМ, 2004. 424 с.

4.Городилова Е.А. Пермские газовые турбины. Общее количество и наработка // Пермские авиационные двигатели: информационно-технический бюллетень. 2019. № 44. С. 24–25.

5.Фаворский О.Н. Газотурбинные установки в энергетике – важнейший путь экономии топливно-энергетических ресурсов России // Двигатель. 2011. № 3 (75). С. 2–5.

6.Фаворский О.Н. Создание высокотехнологичных малоразмерных газотурбинных установок– путь развития энергетики России // Конверсия в машиностроении. 2000. № 5. С. 105–109.

7.Поколения газотурбинных двигателей для вертолетов / Б.А. Пономарев, А.М. Тихонов, Ю.В. Фокин, И.В.Осипов // Конверсия в машиностроении. 2005. № 4/5. С. 45–48.

8.Осипов И.В., Ломазов В.С. Разработка малоразмерных ГТД различного типа на базе унифицированного газогенератора // Авиационные двигатели. 2019. № 4 (5). С. 11–18.

References

1.Babkin V.I., Solonin V.I. Sovremennaia metodologiia sozdaniia konkurentosposobnykh aviatsionnykh dvigatelei i mesto nauki v etom protsesse [Modern methodology of creating competitive aircraft engines and the place of science in thisprocess]. Dvigatel’ [Engine]. 2017. No. 1 (109). P. 10–13.

2.Lanshin A.I. Opyt organizatsii nauchno-issledovatel’skikh rabot po sozdaniiu nauchno-tekhnicheskogo zadela primenitel’no k perspektivnym aviatsionnym dvigateliam [Experience in organizing research to lay technical and scientific foundation for advanced aircraft engines]. Metodologiia organizatsii nauchnykh issledovanii i razrabotok vobespechenie sozdaniia vysokotekhnologichnoi produktsii (primenitel’no k sozdaniiu aviatsionnykh dvigatelei) [Methodology of organizing scientific research and development to ensure creation of high-tech products (in relation to the creation of aircraft engines)]. Collection of articles. Central Institute of Aviation Motors; under the general editorship of M.V. Gordin and A.I. Lanshin. Moscow: CIAM, 2019 (Proceedings of CIAM: no. 1362). P. 83–94.

3.Skibin V.A., Solonin V.I., Palkin V.A. et al. Raboty vedushchikh aviadvigatelestroitel'nykh kompanii v obespechenie sozdaniia perspektivnykh aviatsionnykh dvigatelei (analiticheskii obzor) [Works of leading aero engine companies toensure creation of advanced aero engines (analytical review)] under general editorship of V.A. Skibin and V.I.Solonin. Moscow: CIAM, 2004. 424 p.

4.Gorodilova E.A. Permskie gazovye turbiny. Obshchee kolichestvo i narabotka [Perm gas turbines. Total quantity and operating time]. Permskie aviatsionnye dvigateli [Perm aviation engines]: informational engineering bulletin. 2019. No.44. P. 24–25.

5.Favorskii O.N. Gazoturbinnye ustanovki v energetike– vazhneishii put’ ekonomii toplivno-energeticheskikh resursov Rossii [Gas turbine units in power engineering– the most essential way of saving fuel and energy resources of Russia]. Dvigatel’ [Engine]. 2011. No. 3 (75). P. 2–5.

6.Favorskii O.N. Creation of high-technology small-size gas-turbine plants, a way for developing the Russian power engineering. Konversiia v mashinostroenii [Conversion in Machine Building of Russia]. 2000. No. 5. P. 105–109.

Авиационные двигатели l 3 (16) l

7.Ponomarev B.A., Tikhonov A.M., Fokin Iu.V., Osipov I.V. Generations of gas-turbine engines for helicopters. Konversiia v mashinostroenii [Conversion in Machine Building of Russia]. 2005. No. 4/5. P. 45–48.

8.Osipov I.V., Lomazov V.S. Development of various types of small-scale gas turbine engines based on a unified core engine. Aviatsionnye dvigateli [Aviation Engines]. 2019. No. 4 (5). P. 11–18.

Материалыполученыредакцией31.08.2022

посвященных разработке технологий создания высокоскоростных летательных аппаратов. Проанализированы приоритетные направления развития технологий и сведения о создаваемых объектах. Показано, что большое внимание за рубежом уделяют фундаментальным исследованиям в области газовой динамики (внешнего обтекания и внутреннего течения газов), горения топлива в сверхзвуковом потоке, создания новых высокотемпературных материалов и покрытий. По мнению ведущих зарубежных специалистов, актуальным и технически реализуемым вближней перспективе направлением развития является создание высокоскоростных летательных аппаратов с комбинированной силовой установкой. Проанализированы проекты носителей высокоскоростных летательных аппаратов, а также данные о введенных в эксплуатацию новых стендах для наземных аэродинамических продувок и испытаний двигателей. Ключевые слова: высокоскоростной летательный аппарат, комбинированная

испытательный стенд, аналитический обзор

Analytical review of modern trends in foreign high-speed aircraft development

Aref’ev K.Yu. CIAM, Moscow

Review of foreign research publications on the development of high-speed aircraft technologies is presented in the article. Priority areas of technology and information about the objects under development are analyzed. Itisshown that much attention is paid abroad to fundamental research in fields of gas dynamics (external flow and internalflow of gases), fuel combustion in supersonic flow, and creation of new high-temperature materials and coatings.According to leading foreign experts, creation of a high-speed aircraft with a combined propulsion system is arelevant and technically feasible direction of development in the near future. The concepts of carriers for high-speed aircraft are examined, as well as information on new facilities used for ground-based wind-tunnel and enginetests.

Keywords: high-speed aircraft, combined propulsion system, test facility, analytical review

Множество научно-технических

сформировались еще в середине XX века во всех развитых странах. Это подтверждает большое количество опубликованных научных исследований и обзоров. Некоторое научное обобщение представлено в[1–3].

Такие испытания проходили в СССР (затем в РФ), вСША и в других странах. За рубежом наибольшего успеха в автономных (после отделения от ускорителя) летных испытаниях демонстраторов высокоскоростных летательных аппаратов достигли США. К настоящему времени в США провели летные испытания следующих демонстраторов: X-43A [10], HyFly [11], FFV (Free Flight Vehicle) [12], X-51A [13]. Аналогичные проекты летательных аппаратов раз рабатывали во Франции (LEA) [14], Индии (HSTDV) [15], Китае [16] и других странах. Большинство из этих проектов пока не достигли этапа летных испытаний. Исследования в указанных направлениях проводят и сегодня, о чем свидетельствует большое количество современных публикаций и их обобщение в монографиях [17–19]. Их анализ позволяет предположить нали чие ряда научно-технических проблем, в том числе фундаментального характера, которые были выявлены в процессе проведения испытаний демонстраторов. Аналитический обзор фундаментально-прикладных исследований, проведенных до 2019 года, представлен в работах [20–23]. Учитывая актуальность тематики создания высокоскоростных летательных аппаратов и силовых установок для них, автор настоящей статьи видел своей задачей анализ материалов, опубликованных с 2019 года по настоящее время. Ввиду ограничен ности и возможной искаженности публикуемой за рубежом информации, статья содержит некоторое обобщение и краткий авторский анализ зарубежных данных.

Гиперзвуковая лаборатория Bolt II

Исследовательская лаборатория ВВС США (AFRL) иУправление научных исследований ВВС (AFOSR)

21марта 2022 года провели летные испытания гиперзвуковой лаборатории Bolt II [24–27]. Задачами исследования были изучение обтекания тела, развития пограничного слоя и определение тепловых потоков в натурных условиях. Следует отметить, что первое летное испытание лаборатории Bolt выявило проблемы, связанные с механизмом запуска ракеты, которые не позволилией достичь гиперзвуковой скорости. После анализа неудачного испытания конструкцию гиперзвуковой лаборатории

доработали (детально о доработках не сообщается). Внешний вид лаборатории Bolt II представлен на

ничном слое), а другая сторона имеет дискретные участки с различной шероховатостью (для изучения возможности управления

с помощью двухступенчатой ракеты, стартовавшей

космодрома Уоллопс вштате Вирджиния. Для сбора данных о состоянии атмосферы (необходимого для точного анализа резуль татов эксперимента) задействовали аэростаты и стратостаты. Полет гиперзвуковой лаборатории Bolt II составил менее 10мин, максимальная высота траектории–281км. Навосходящем участке скорость достигала М = 6, нанисходящем– М = 5,5. Первоначально планировали достичь скорости М = 7,4, что может свидетельствовать о перетяжелении конструкции по сравнению сисходной. Перетяжеление может быть связано с увеличением количества датчиков или необходимостью их повышенной тепловой защиты. Опубликованный видеоматериал [26] демонстрирует старт ракеты с размещенной гиперзвуковой лабораторией Bolt II, который, по заявлениям специалистов США, прошел успешно. Однако до настоящего времени автору не известны опубликованные результаты летного испытания. Анализируя характерные размеры и параметры аппарата, можно предположить, что максимальная высота траектории и заявляемая в [26]

несколько завышены.

аппаратам, разрабатываемым в США, относятся C-HGB (Common-Hypersonic Glide Body) иTBG (Tactical Boost Glide).

C-HGB (рис.2) является стратегическим планирующим боевым блоком разрабатываемого перспективного гиперзвукового ракетного комплекса большой дальности LRHW (Long Range Hypersonic Weapon), предназначенного для постановки на носители разного типа (наземные, авиационные, морские). Работы прово дят в кооперации компании Dynetics Technical Solutions, Lockheed Martin, Sandia, General Atomics Electromagnetic Systems и Raytheon.

Характерные размеры блока C-HGB могут составлять до 3 м при диаметре миделя около 0,9м. При создании C-HGB решили перейти от пространственной конфигурации (типа Falcon HTV-2) к более простой, конической форме аэродинамических поверхностей соперением. Скорее всего, это связано с компоновочными особенностями конструкции планирующего блока и применяемыми технологиями изготовления. В марте 2020 года сухопутные войска США совместно с ВМС успешно провели первые летные испытания блока C-HGB на тихоокеанском полигоне в Баркинг-Сэндс, штат Гавайи. Заявляемая скорость М = 17, однако в плотных слоях атмосферы скорость составляет М » 5. Дальность полета не раскрывают, но,согласно некоторой опубликованной информации [29–33], она может составлять до ~3000км. Планирующий блок, разрабатываемый по программе TBG [33; 34], финансируемой DARPA и ВВС США, предназначен для отработки технических решений иих дальнейшего внедрения на тактической ракете AGM-183A (ориентировочная дальность полета до 1000км). Под носовым обтекателем такой ракеты располагается один планирующий блок TBG, размерами в несколько раз меньше блока C-HGB. Конфигурация, согласно опубликованной в США информации, близка к форме блока HTV-2. На первом этапе планируют раз мещать ракеты AGM-183Aна бомбардировщиках B-52H Stratofortress (рис.3), а в дальнейшем– на самолетах B-21 Raider, F-15E/EX Strike Eagle. Сообщается о положительных результатах испытаний ракеты AGM-183A. На сайте компании Lockheed Martin [35] в 2019году появились изображения самоходной установки с тактическими ракетами, оснащенными блоками TBG (рис.4). Отработку

наземного комплекса

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202261

ного типа: DF-21 с дальностью полета 1200…1900км и DF-31 с дальностью полета 8000…12000км. Отдельные источники [38; 39] содержат сведения о том, что в2019…2021 годах были проведены летные испытания объекта DF-ZF (ранее указывали индекс WU-14)

настоящему времени такие ракеты поставлены вНациональную освободительную армию Китая. Демонстрацию пусков похожих систем провели в конце 2020 года. На рис.5 видно, что планирующий блок, разрабатываемый в КНР, имеет развитые аэродинамические поверхности и его форма отлична от конической. Можно предположить, что он обладает высоким аэродинамическим качеством. Однако в известных материалах нет сведений о методах обеспечения допустимого теплового состояния конструкции. КНДР также занимается созданием гиперзвуковых планирующих блоков и носителей для них [40; 41]. Аппарат Hycore массой 2,4т и длиной 8,7м (рис.6) был испытан в составе ракеты «Хвасон-8» в 2021 и 2022 годах. Информация о результатах испытаний отсутствует. Учитывая мировые тенденции создания гиперзвуковых планеров, в США компании-разработчику Raytheon Missiles & Defense поставили задачу создать демонстратор Glide Phase Interceptor (GPI) для противо-

действия гиперзвуковым ракетам, движущимся со скоростью, превышающей в пять раз скорость звука, и маневрирующим в полете [43; 44]. GPI будет перехватывать объекты на этапе планирования и при маневрировании. На начальном этапе разработки основное вни мание уделят снижению

создания высокоскоростных летательных аппаратов с продолжительным аэробаллистическим участком траектории полета, в зарубежных странах впоследнее время активно работают над созданием демонстраторов летательных аппаратов с комбинированной силовой установкой (КСУ). В США компания Hermeus разрабатывает демонстратор самолета Quarterhorse [45] на углеводородном топливе. Предполагается, что самолет будет способен летать с максимальной скоростью, соответствующей М = 5, на расстояния до 7400км. Гиперзвуковой самолет Quarterhorse снабжен КСУ на основе турбореактивного двигателя (ТРД) и форсажно-прямоточной камеры сгорания с единым проточным трактом (рис.7). По опубликованным данным [46; 47] можно предположить, что ТРД работает на всем участке полета. На этапе стендовой и летной отработки прототипа КСУ компания Hermeus предлагает использовать сущест вующий ТРД семейства J85 (General Electric). Использование двигателя J85 требует эффективного охлаждения набегающего воздуха горючим (до температур, соответствующих эксплуатационным

аддитивных

технологий. Прототип форсажно-прямоточной камеры сгорания с регулируемым реактивным соплом, изготовленный с помощью аддитивных технологий, показан на рис.8. Регулирование створок сопла осуществляется гидравлическими приводами с помощью системы рычагов. При этом можно изменять площадь выходного сечения и вектор импульса потока в выходном сечении. Другим гиперзвуковым самолетом, разрабатываемым в США является беспилотный самолет SR-72 смаксимальной скоростью полета, соответствующей М = 5 [35;48]. Предполагается, что КСУ самолета будет работать науглеводородном топливе. Компанияразработчик Lockheed Martin предлагает использовать схему КСУ с параллельно расположенными ТРД и двухрежимным ПВРД/ГПВРД, с общим ВЗ и реактивным соплом (рис.9). Для разделения потока воздуха на различных участках траектории полета используются регу лируемые створки. По заявлениям американских специалистов, основные проблемы создания самолета SR-72 касаются разработки его силовой установки, способной работать вшироком диапазоне скоростей. Анализ опубликованной информации показал, что указанные проблемы могут быть связаны с работой ТРД, потребовавшей сни зить скорость, соответствующую переключению между контурами КСУ, до М = 2,3. С 2017 года на полигоне вгороде Палмдейл (штат Калифорния) проводили испытания систем самолета SR-72. В январе 2018 года вицепрезидент подразделения Lockheed Martin Дж.О’Баннион, заявил о завершении создания гиперзвукового беспилотного самолета SR-72. На научно-технологическом форуме, организованном Американским институтом аэронавтики и астронавтики, Дж. О’Баннион, показав изображение самолета SR-72, подчеркнулособую роль цифрового моделирования вего создании. Создание гиперзвукового беспилотного

в США является одним

На это

приоритетных

модель компании Boeing (рис.10) демонстрирует схожесть концепции и спроектирована на тот же уровень достигаемых скоростей, что и самолет SR-72. В Европе признано актуальным создание КСУ SABRE для космолета Skylon (рис.11) [52; 53]. Разработку возглавляет британская компания Reaction Engines. КСУ предназначена для работы как в атмосфере, так и за ее пределами. При полете в атмосфере в качестве окислителя используется воздух, а при высоте более 50км– жидкий кислород, хранящийся на борту. При работе КСУ в атмосфере используется осесимметричный ВЗ с регулированием осевого положения центрального тела. Поступающий через ВЗ воздух разделяется на два потока. Основной поток поступает в систему охлаждения–в рекуперативный теплообменник с промежуточным

Авиационные двигатели l 3 (16) l

дух поступает в компрессор, приводимый во вращение турбиной, рабочим телом которой является подогретый водород или гелий (в зависимости от модификации). Далее воздух с повышенным давлением поступает вкамеру сгорания жидкостного ракетного двигателя (ЖРД), где реагирует с горючим и создает тягу. Вспомогательный поток воздуха напрямую поступает в ПВРД, расположенные по периферии ЖРД. На некоторых режимах до 30% тяги создается посредством работы ПВРД. При работе КСУ вне атмосферы, центральное тело ВЗ перемещается в крайнее положение и полностью перекрывает входной канал. В этом случае для работы используется жидкий кислород, размещенный на борту космолета Skylon, и КСУ переводится в режим работы кислородно-водородного ЖРД. В проекте Японского агентства аэрокосмических исследований (JAXA) используют несколько похожую на КСУ самолета Quarterhorse концепцию с предварительным охлаждением воздуха после ВЗ для надлежа-

щей работы ТРД при полете с максимальной скоростью, соответствующей М = 5. Этот проект активно разрабатывают уже второе десятилетие, однако отрабатываемые в нем технологии не потеряли своей актуальности для зарубежных исследователей. Основным отличием от самолета Quarterhorse является использование водорода в качестве горючего. Конфигурация КСУ в проекте JAXA (рис.12) предусматривает использование регулируемого ВЗ прямоугольного

ранства занимает баллон высокого давления, заполненный водородом. Это указывает на относительно короткую продолжительность полета с работающим ГПВРД: ограничен запас газообразного водорода и отсутствует хладоагент для тепловой защиты проточного тракта двигателя. В европейских странах продолжаются работы врамках проектов ZEHST (разрабатывает европейский концерн EADS) и STRATOFLY (создают в кооперации научные центры и университеты стран Европейского союза). Основное направление в этих проектах– создание гиперзвукового пассажирского авиалайнера. В проекте ZEHST предполагается, что силовая установка будет состоять из двух ТРД, ракетных разгонных блоков и двух прямоточных двигателей. ТРД будут применяться для старта с аэродрома и разгона самолета до скорости М » 0,8. Дальнейший разгон самолета до скорости М » 2,5 осуществят ракетные ускорители. После этого два расположенных под крылом прямоточных двигателя обеспечат доразгон самолета и полет на крейсерской скорости до М = 4. Работы в рамках проекта STRATOFLY направлены на исследование проблем, связанных с работой ГПВРД, шумом и воздействием на окружающую среду гиперзвукового летательного аппарата, на проектирование облегченных и теплостойких конструкций.

Стенды для испытаний высокоскоростных летательных аппаратов Новый испытательный стенд компании Northrop Grumman (рис.14) [57] предназначен для испытаний ПВРД по схеме с присоединенным воздухопроводом. Характеристики стенда Northrop Grumman Имитируемое число Маха . . . . . . . . . . . . . . . . .

. . . 4 Длина объекта испытаний, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 5,5 Тяга объекта испытаний, кН .

Притаком расходе заявленная продолжительность испытаний может быть обеспечена при суммарном запасе воздуха около 54т. На фотографии видно, что объект испытаний совместно с системой подогрева воздуха расположен внутри барокамеры стенда с откидной крышкой. Такая барокамера может быть использована для высотных испытаний. Это указывает на возможность проведения испытаний двигателя в интеграции с реактивным соплом. Таким образом, стенд Northrop Grumman может использоваться для испытаний двигателей изделий типа X-51Aна разгонных режимах полета. Большое количество гиперзвуковых стендов создают в Китае. В 2021 году завершилось строительство аэродинамической трубы FL-64 [58] (рис.15).

Характеристики аэродинамической трубы FL-64 Имитируемое число Маха . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 4…8 Диаметр аэродинамического сопла, м . . . . . . . . . . . . . 1 Температура подогрева воздуха, К . . . . . . . . . . . . . . 900 Продолжительность испытаний, с . . . . . . . . . . . . . . . 30 Следует отметить высокие темпы строительства аэродинамической трубы FL-64. Срок строительства составил около двух лет, что позволило провести тестовые пуски в ноябре 2021 года. Также в

планируют

которая обес-

Продолжительность испытаний, с .

1800 Проанализировав представленные данные, можно предположить, что стенд предназначен для испытаний объектов с массовым расходом воздуха до 30кг/с.

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202265

аппаратами планерного типа, обеспечивающими достаточно продолжительный аэробаллистический полет соскоростью М > 5. При этом следует ожидать, что такие аппараты будут способны маневрировать на высотах до30 км. Учитывая успешные испытания демонстраторов, наиболее вероятным можно считать появление в США до 2025 года гиперзвуковых комплексов на основе планеров с протяженным аэробаллистическим участком траектории полета типа AGM-183A (воздушного базирования) и OpFires (наземного базирования). Характерная дальность полета может составить 1000км. До2027 года можно ожидать создания в США и систем большей дальности (до нескольких тысяч километров). Аналогичные системы будут созданы в те же сроки вКНР и с некоторым отставанием (до 5…7 лет) в КНДР. На это указывают опубликованные материалы и представляемые концепции, подкрепленные некоторой информацией об испытаниях, проводимых в аэродинамических трубах, и летных испытаниях. Гиперзвуковые аппараты, осуществляющие продолжительный полет с работающим двигателем, могут быть созданы в США на основе технологий, отрабатываемых

Литература

на демонстраторе Х-51А, в среднесрочной перспективе (до 2030 года). Этому способствует большой объем фундаментальных исследований, созданные стенды и проводимые испытания, в том числе летные. В других зарубежных странах также проводят фундаментальнопоисковые исследования, посвященные созданию двигателей для длительного гиперзвукового полета, однако в имеющихся источниках отсутствуют сведения о сроках создания летательных аппаратов стакими двигателями. Достаточно активно в США рассматривают концеп-

2030…2040 годах.

странах (США, страны Европейского союза, Австралия, Япония) идут поиско вые исследования для создания аэрокосмических систем и гиперзвуковых самолетов со скоростью внутриатмосферного полета до М = 10. Создание таких самолетов технологически станет возможным после 2050 года.

1.Пышнов В.С. Полет с большими докосмическими скоростями : (Некоторые вопросы ракетодинамики). М. : ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского, 1959. 59 с.

2.Зуев В.С., Макарон В.С. Теория прямоточных и ракетно-прямоточных двигателей. М. : Машиностроение, 1971. 367 с.

3.Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере / Л.М. Шкадов, Р.С. Буханова, В.Ф. Илларионов, В.П. Плохих. М. : Машиностроение, 1972. 240 с.

4.Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике / В.С. Авдуевский, Б.М. Галицейский, Г.А. Глебов и др. ; под общ. ред. В.С. Авдуевского и В.К. Кошкина. 2-е изд., перераб. и доп. М. : Машиностроение, 1992. 528 с.

5.Cacciatore M., Rutigliano M., Billing G.D. Eley–Rideal and Langmuir–Hinshelwood recombination coefficients for oxygen on silica surfaces // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 1999. Vol. 13, iss. 2. P. 195–203.

6.Прочность гиперзвуковых летательных аппаратов : библиографический список / сост.: Г.Н. Ионова, И.О.Кеммерих; Центр. аэрогидродинам. ин-т им. проф. Жуковского, бюро науч. информации. М., 1966. 55 с.

7.Лунев В.В. Гиперзвуковая аэродинамика. М. : Машиностроение, 1975. 327 с.

8.Sosounov V.A. Research and development of ramjets/ramrockets. Part 1. Integral solid propellant ramrockets // Research and development of ram/scramjets and turboramjets in Russia / North Atlantic Treaty Organization, Advisory Group for Aerospace Research & Development. 1993. (AGARD Lecture Series ; AGARD-LS-194). P. 2-1–2-31.

9.Нечаев Ю.Н. Силовые установки гиперзвуковых и воздушно-космических

М., 1996. 214

10.McClinton Ch.R. X-43 – scramjet power breaks the hypersonic barrier : Dryden lectureship in research for 2006. 2006. (44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9–12 January 2006, Reno, Nevada ; AIAA-2006-1).

11.HyFly Mach 6 scramjet missile test // TFOT : The future of things : website. Section “Technology”. URL: https://thefutureofthings.com/5667-hyfly-mach-6-scramjet-missile-test/ (accessed: 15.08.2022).

12.Flight results from a program to develop a freeflight atmospheric scramjet test technique / R.O. Foelsche, S.A. Beckel, A.A. Betti, G.T. Wurst, R.A. Charletta, and R.J. Bakos. 2006. (14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 6–9 November 2006, Canberra, Australia ; AIAA 2006-8119).

13.Hank J.M., Murphy J.S., Mutzman R.C. The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program. 2008. (15thAIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 28 April – 1 May 2008, Dayton, Ohio ; AIAA 2008-2540).

14.Falempin F., Serre L. French Flight Testing Program LEA : Status in 2009. 2009. (16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 19–22 October 2009, Bremen, Germany ; AIAA 2009-7227).

15.Rajinikanth B., Anavaradham T.K.G. Tip-to-end simulation of airframe integrated scramjet engine. 2007. (18thInternational Symposium on Air Breathing Engines, 2–7 September 2007, Beijing, China ; ISABE 2007-1132).

16.Aero-propulsive performance for vehicle model with CFD and experiments / L. Jialing, L. Weixiong, H. Wei, H.Yuanyuan, and Zh. Zhonghua. 2007. (18th International Symposium on Air Breathing Engines, 2–7 September 2007, Beijing, China ; ISABE 2007-1203).

17.Дегтярь В.Г., Сон Э.Е. Гиперзвуковые летательные аппараты. Т. 1. М. : Янус-К, 2018. 984 с.

18.Прямоточные воздушно-реактивные двигатели на энергоемких конденсированных материалах / Л.С. Яновский, К.Ю. Арефьев, Ю.М. Милехин, В.А. Сорокин, С.А. Гусев, А.В. Воронецкий, В.В. Разносчиков, Е.В. Суриков, М.С. Шаров, А.В. Байков, М.А. Абрамов, К.В. Федотова, И.С. Аверьков ; под общ. ред. Л.С. Яновского. М. : ЦИАМ, 2020. 198 с.

19.Особенности расчетных исследований и экспериментальной отработки прямоточных ВРД на жидких и газообразных горючих / А.И. Ланшин, А.Н. Прохоров, К.Ю. Арефьев, В.Ю. Александров, Н.В. Кукшинов, О.В. Гуськов; под общ. ред. А.И. Ланшина. М. : ЦИАМ, 2020. 112 с.

20.Состояние и перспективы разработки гиперзвукового вооружения / Р.В. Балмина, А.А. Губанов, М.А.Иванькин, Д.А. Лапинский // Новости зарубежной науки и техники. Серия: Авиационная и ракетная техника. (Техническая информация : (обзоры и рефераты по материалам иностранной печати) / ЦАГИ). 2012. № 1/2. 76 с.

21.Кондратюк Е.Л. Исследования, проводимые в США, в области создания гиперзвуковых летательных аппаратов // Двигатель. 2013. № 1 (85). С. 8–11.

22.Разработка и тактика применения гиперзвуковых летательных аппаратов по материалам зарубежных источников / И.М. Комаров, Д.В. Зернюков, К.В. Епишин, Е.Л. Хицунов, Д.Б. Изюмов, Е.Л. Кондратюк // Инноватика и экспертиза. 2017. № 1 (19). С. 204–214.

23.Arefyev K.Yu., Kukshinov N.V., Prokhorov A.N. Analysis of development trends of power-units for high-speed flying vehicles // Journal of Physics: Conference Series. 2019. Vol. 1147. Art. 012055. 15 p. DOI 10.1088/1742-6596/1147/1/ 012055.

24.Norris G. Hyper activity // Aviation Week and Space Technology. 2020. Vol. 182, nr. 13 (June 29 – July 12). P. 50–53.

25.James C. The BOLT II hypersonic flight test could bring superfast global travel a step closer // The Conversation : Academic rigour, journalistic flair : website. URL: https://theconversation.com/the-bolt-ii-hypersonic-flight-test-couldbring-superfast-global-travel-a-step-closer-179556 (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 20.03.2022.

26.Blain L. Pivotal Bolt II hypersonic flight test will be live-streamed tonight // New Atlas : website. URL: https:// newatlas.com/aircraft/bolt-ii-hypersonic-test/?utm_source=New+Atlas+Subscribers&utm_campaign=146844e09dEMAIL_CAMPAIGN_2022_03_21_01_51&utm_medium=email&utm_term=0_65b67362bd-146844e09d-76675103 (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 21.03.2022.

27.James C. This wild rocket could help make hypersonic travel a reality // Daily Beast : website. URL: https:// www.thedailybeast.com/nasa-set-to-launch-bolt-ii-hypersonic-flight (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 21.03.2022.

28.Trimble S. Not so fast // Aviation Week and Space Technology. 2020. Vol. 182, nr. 13 (June 29 – July 12). P. 40–42.

29.Гиперзвуковая

Hypersonic Weapons System (США) //

31.Henrotin

171588-giperzvukovaja-gonka-super-rakety-treh-veduschih-derzhav.html

27.05.2020.

15.08.2022).

33.Hypersonic weapons: background and issues for Congress : updated July 20, 2022 / Congressional Research Service. 29, [3] p. URL: https://crsreports.congress.gov/product/pdf/R/R45811 (accessed: 15.08.2022).

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202267

34.AGM-183 ARRW // Wikipedia : the free encyclopedia. URL: https://en.wikipedia.org/wiki/AGM-183_ARRW (accessed: 15.08.2022).

35.Lockheed Martin : site. URL: https://www.lockheedmartin.com/ (accessed: 15.08.2022).

36.Hypersonic and directed-energy weapons – a new arms race : October 2021 : report / Syed Bahadur Abbas, MattConley, Sana Jamal, M. Ahsan, Alex R. Serge ; International Relations Insights & Analysis. 2021. 11, [2] p.

37.Рябов К. Проект WU-14/DF-ZF. Китай осваивает гиперзвук // Военное обозрение. URL: https://topwar.ru/133827proekt-wu-14-df-zf-kitay-osvaivaet-giperzvuk.html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 16.01.2018.

38.DF-ZF // Wikipedia : the free encyclopedia. URL: https://en.wikipedia.org/wiki/DF-ZF (accessed: 15.08.2022).

39.Wood P., Cliff R. A case study of the PRC’s hypersonic systems development / prepared by TextOre. USA : China Aerospace Studies Institute, 2020. 36, [2] p.

40.Корейский полуостров: история и современность / Рос. акад. наук, Ин-т Дал. Востока РАН, Центр корейских исследований. М. : ИДВ РАН, 2020. 456 с.

41.Гиперзвуковой боевой блок новой ракеты впервые показали в КНДР // Союз ветеранов спецназа ГРУ им.Шек таева Д.А. : сайт. Раздел «Зарубежное военное обозрение». URL: https://svs-gru.ru/zarubezhnoe-voennoe-obozrenie/ giperzvukovoy-boevoy-blok-novoy-rakety-vpervye-pokazali-v-kndr/html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 13.10.2021.

42.Легат И. Гиперзвуковое оружие КНДР: факты и предположения // Военное обозрение. URL: https://topwar.ru/ 191426-est-li-giperzvukovoe-oruzhie-u-kndr-i-esli-est-to-kakoe.html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 16.01.2018.

43.Рябов К. CSIS о перехвате гиперзвуковых вооружений // Военное обозрение. URL: https://topwar.ru/192461csis-o-perehvate-giperzvukovyh-vooruzhenij.html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 21.02.2022.

44.Рябов К. Проект противоракеты для перехвата гиперзвукового оружия Glide Phase Interceptor (США) // Военное обозрение. URL: https://topwar.ru/189546-proekt-protivorakety-dlja-perehvata-giperzvukovogo-oruzhija-glide-phaseinterceptor-ssha.html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 29.11.2021.

45.Quarterhorse // Hermeus : website. URL: https://www.hermeus.com/quarterhorse (accessed: 15.08.2022).

46.Gorant J.G. Forget supersonic. This hypersonic jet can fly from NYC to London in under an hour // Robb Report : website. URL: https://robbreport.com/motors/aviation/hypersonic-jet-hermeus-quarterhorse-1234631198/ (accessed: 15.08.2022).

47.Рябов К. Экспериментальный гиперзвуковой самолет Hermeus Quarterhorse накануне летных испытаний // Военное обозрение. URL: https://topwar.ru/188971-jeksperimentalnyj-giperzvukovoj-samolet-hermeus-quarterhorsenakanuneletnyh-ispytanij.html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 11.11.2021.

48.Knudsen B. An examination of U.S. hypersonic weapon systems. 2017. 15 p. DOI 10.13140/RG.2.2.14375.96164.

49.В США продемонстрировали модель гиперзвукового самолета // Военное обозрение. URL: https://topwar.ru/ 190913-v-ssha-prodemonstrirovali-model-giperzvukovogo-samoleta.html (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 07.01.2022.

50.Boeing представила концепт гиперзвукового самолета – наследника Valkyrie : видео / ШАГвперед // Rutube. URL: https://rutube.ru/video/5a37a1cd7b2b6f6d2d5aebd591b4dd1b/ (дата обращения: 15.08.2022). Дата публ.: 08.01.2022.

51.Lockheed SR-72 : Hypersonic unmanned reconnaissance aircraft (2030) // Military Factory : website. URL: https:// www.militaryfactory.com/aircraft/detail.php?aircraft_id=1135 (accessed: 15.08.2022). Last edited: 05.09.2019.

52.SABRE engine: single stage to orbit rocket engine / Rupesh Aggarwal, Khushin Lakhara, P.B. Sharma, Tocky Darang, Naman Jain, Siddharth Gangly // International Journal of Innovative Research in Science, Engineering and Technology. 2015. Vol.

10360–10366.

demonstrator/ (accessed: 15.08.2022).

URL:

19.01.2022.

57.Host P. Air Force Research Lab preparing for second hypersonic ground test // Janes. URL: https://www.janes.com/ defence-news/news-detail/air-force-research-lab-preparing-for-second-hypersonic-ground-test (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 15.08.2019.

58.Китай создал еще одну аэродинамическую трубу FL-64 для гиперзвуковых разработок // Оружейная коллекция. URL: http://weaponscollection.com/5/15889-kitay-sozdal-esche-odnu-aerodinamicheskuyu-trubu-fl-64-dlya-giperzvukovyhrazrabotok.html (дата обращения: 15.08.2022).

References

1.Pyshnov V.S. Polet s bol’shimi dokosmicheskimi skorostiami (Nekotorye voprosy raketodinamiki) [Flight with high precosmic speeds (Some problems of rocket dynamics)]. Moscow: Zhukovsky Air Force Engineering Academy, 1959.59p.

2.Zuev V.S., Makaron V.S. Teoriia priamotochnykh i raketno-priamotochnykh dvigatelei [Theory of ramjet and rocketramjet engines]. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 1971. 367 p.

3.Shkadov L.M., Bukhanova R.S., Illarionov V.F., Plokhikh V.P. Mekhanika optimal’nogo prostranstvennogo dvizheniia letatel’nykh apparatov v atmosphere [Mechanics of optimal spatial motion of aircraft in the atmosphere]. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 1972. 240 p.

4.Avduevskii V.S., Galitseiskii B.M., Glebov G.A. et al. Osnovy teploperedachi v aviatsionnoi i raketno-kosmicheskoi tekhnike [Fundamentals of heat transfer in aviation and rocket-space technology] under the general editorship of V.S.Avduevskii and V.K. Koshkin. 2nd edition, revised and expanded. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 1992. 528 p.

5.Cacciatore M., Rutigliano M., Billing G.D. Eley–Rideal and Langmuir–Hinshelwood recombination coefficients for oxygen on silica surfaces // Journal of Thermophysics and Heat Transfer. 1999. Vol. 13, iss. 2. P. 195–203.

6.Prochnost’giperzvukovykh letatel'nykh apparatov: bibliograficheskii spisok [Strength of hypersonic aircraft: bibliographic list] compiled by G.N. Ionova, I.O. Kemmerikh. Moscow: TsAGI, 1966. 55 p.

7.Lunev V.V. Giperzvukovaia aerodinamika [Hypersonic aerodynamics]. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 1975. 327 p.

8.Sosounov V.A. Research and development of ramjets/ramrockets. Part 1. Integral solid propellant ramrockets // Research and development of ram/scramjets and turboramjets in Russia / North Atlantic Treaty Organization, Advisory Group for Aerospace Research & Development. 1993. (AGARD Lecture Series ; AGARD-LS-194). P. 2-1–2-31.

9.Nechaev Iu.N. Silovye ustanovki giperzvukovykh i vozdushno-kosmicheskikh letatel’nykh apparatov [Propulsion systems of hypersonic and aerospace aircraft]. The Russian Academy of Cosmonautics named after K.E. Tsiolkovsky. Moscow: Department of Fundamental and Applied Problems of Aerogasodynamics and Heat Transfer, 1996. 214 p.

10.McClinton Ch.R. X-43– scramjet power breaks the hypersonic barrier : Dryden lectureship in research for 2006. 2006. (44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9–12 January 2006, Reno, Nevada ; AIAA-2006-1).

11.HyFly Mach 6 scramjet missile test // TFOT : The future of things : website. Section “Technology”. URL: https://thefutureofthings.com/5667-hyfly-mach-6-scramjet-missile-test/ (accessed: 15.08.2022).

12.Flight results from a program to develop a freeflight atmospheric scramjet test technique / R.O. Foelsche, S.A. Beckel, A.A. Betti, G.T. Wurst, R.A. Charletta, and R.J. Bakos. 2006. (14th AIAA/AHI Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 6–9 November 2006, Canberra, Australia ; AIAA 2006-8119).

13.Hank J.M., Murphy J.S., Mutzman R.C. The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program. 2008. (15thAIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 28 April – 1 May 2008, Dayton, Ohio ; AIAA 2008-2540).

14.Falempin F., Serre L. French Flight Testing Program LEA : Status in 2009. 2009. (16th AIAA/DLR/DGLR International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 19–22 October 2009, Bremen, Germany ; AIAA 2009-7227).

15.Rajinikanth B., Anavaradham T.K.G. Tip-to-end simulation of airframe integrated scramjet engine. 2007. (18thInternational Symposium on Air Breathing Engines, 2–7 September 2007, Beijing, China ; ISABE 2007-1132).

16.Aero-propulsive performance for vehicle model with CFD and experiments / L. Jialing, L. Weixiong, H. Wei, H.Yuanyuan, and Zh. Zhonghua. 2007. (18th International Symposium on Air Breathing Engines, 2–7 September 2007, Beijing, China ; ISABE 2007-1203).

17.Degtiar’V.G., Son E.E. Giperzvukovye letatel’nye apparaty [Hypersonic aircraft]. Vol. 1. Moscow: Ianus-K, 2018. 984 p.

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202269

18.Ianovskii L.S.,Aref’ev K.Iu., Milekhin Iu.M., Sorokin V.A., Gusev S.A., VoronetskiiA.V., Raznoschikov V.V., SurikovE.V., Sharov M.S., Baikov A.V., Abramov M.A., Fedotova K.V., Aver’kov I.S. Priamotochnye vozdushno-reaktivnye dvigateli na energoemkikh kondensirovannykh materialakh [Ramjet air-jet engines fueled by energy-intensive condensed materials] under the general editorship of L.S. Ianovskii. Moscow: CIAM, 2020. 198 p.

19.Lanshin A.I., Prokhorov A.N., Aref’ev K.Iu., Aleksandrov V.Iu., Kukshinov N.V., Gus’kov O.V. Osobennosti raschetnykh issledovanii i eksperimental’noi otrabotki priamotochnykh VRD na zhidkikh i gazoobraznykh goriuchikh [Specifics of computational studies and experimental testing of ramjet engines fueled by liquid and gaseous fuels] under thegeneral editorship of A.I. Lanshin. Moscow: CIAM, 2020. 112 p.

20.Balmina R.V., Gubanov A.A., Ivan’kin M.A., Lapinskii D.A. Sostoianie i perspektivy razrabotki giperzvukovogo vooruzheniia [The current state and future of hypersonic weapons development]. Novosti zarubezhnoi nauki i tekhniki. Series: Aviatsionnaia i raketnaia tekhnika. (Tekhnicheskaia informatsiia: obzory i referaty po materialam inostrannoi pechati) [News of foreign science and technology. Series: Aviation and rocket technology. (Technical information: reviews and abstracts based on foreign press)]. TsAGI. 2012. No. 1/2. 76 p.

21.Kondratiuk E.L. Issledovaniia, provodimye v SShA, v oblasti sozdaniia giperzvukovykh letatel’nykh apparatov [Research carried out in the USA in the field of hypersonic aircraft development]. Dvigatel’ [Engine]. 2013. No. 1 (85). P. 8–11.

22.Komarov I.M., Zernyukov D.V., Epishin K.V., Khitsunov E.L., Izyumov D.B., Kondratyuk E.L. Development and tactics of application of hypersonic aircraft based on foreign sources. Innovatika i ekspertiza [Innovatics and expert examination]. 2017. No. 1 (19). P. 204–214.

23.Arefyev K.Yu., Kukshinov N.V., Prokhorov A.N. Analysis of development trends of power-units for high-speed flying vehicles // Journal of Physics: Conference Series. 2019. Vol. 1147. Art. 012055. 15 p. DOI 10.1088/1742-6596/1147/1/ 012055.

24.Norris G. Hyper activity // Aviation Week and Space Technology. 2020. Vol. 182, nr. 13 (June 29 – July 12). P. 50–53.

25.James C. The BOLT II hypersonic flight test could bring superfast global travel a step closer // The Conversation : Academic rigour, journalistic flair : website. URL: https://theconversation.com/the-bolt-ii-hypersonic-flight-test-couldbring-superfast-global-travel-a-step-closer-179556 (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 20.03.2022.

26.Blain L. Pivotal Bolt II hypersonic flight test will be live-streamed tonight // New Atlas : website. URL: https:// newatlas.com/aircraft/bolt-ii-hypersonic-test/?utm_source=New+Atlas+Subscribers&utm_campaign=146844e09dEMAIL_CAMPAIGN_2022_03_21_01_51&utm_medium=email&utm_term=0_65b67362bd-146844e09d-76675103 (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 21.03.2022.

27.James C. This wild rocket could help make hypersonic travel a reality // Daily Beast : website. URL: https:// www.thedailybeast.com/nasa-set-to-launch-bolt-ii-hypersonic-flight (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 21.03.2022.

28.Trimble S. Not so fast // Aviation Week and Space Technology. 2020. Vol. 182, nr. 13 (June 29 – July 12). P. 40–42.

29.Giperzvukovaia raketnaia sistema Hypersonic Weapons System [Hypersonic missile Hypersonic Weapons System] (USA). Bastion: voenno-tekhnicheskii sbornik: zhurnal oboronno-promyshlennogo kompleksa [Bastion: militarytechnical digest. Journal of the military-industrial complex]: website. A.V. Karpenko. URL: http://bastion-karpenko.ru/ weapon-hws-usa (accessed: 15.08.2022).

30.Sarychev M., Bashkirov N., Novikova D. Osnovnye programmy razrabotki giperzvukovogo oruzhiia v vooruzhennykh silakh SShA [The main programs for the development of hypersonic weapons in the US armed forces]. Zarubezhnoe voennoe obozrenie [Foreign Military Review]. 2021. No. 9. P. 28–34.

31.Henrotin J. Hypersonic weapons: what are the challenges for the armed forces? / IFRI. Paris, 2021. 14 p. Briefings del’IFRI, June 18, 2021.

32.Ryabov K. Hypersonic race: super rocket of the three leading powers // Top War = Military Review. URL: https:// en.topwar.ru/171588-giperzvukovaja-gonka-super-rakety-treh-veduschih-derzhav.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 27.05.2020.

33.Hypersonic weapons: background and issues for Congress : updated July 20, 2022 / Congressional Research Service. 29, [3] p. URL: https://crsreports.congress.gov/product/pdf/R/R45811 (accessed: 15.08.2022).

34.AGM-183 ARRW // Wikipedia : the free encyclopedia. URL: https://en.wikipedia.org/wiki/AGM-183_ARRW (accessed: 15.08.2022).

35.Lockheed Martin : site. URL: https://www.lockheedmartin.com/ (accessed: 15.08.2022).

36.Hypersonic and directed-energy weapons – a new arms race : October 2021 : report / Syed Bahadur Abbas, MattConley, Sana Jamal, M. Ahsan, Alex R. Serge ; International Relations Insights & Analysis. 2021. 11, [2] p.

37.Ryabov K. Project WU-14/DF-ZF. China masters hypersound // Top War = Military Review. URL: https://en.topwar.ru/ 133827-proekt-wu-14-df-zf-kitay-osvaivaet-giperzvuk.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 16.01.2018.

38.DF-ZF // Wikipedia : the free encyclopedia. URL: https://en.wikipedia.org/wiki/DF-ZF (accessed: 15.08.2022).

39.Wood P., Cliff R. A case study of the PRC’s hypersonic systems development / prepared by TextOre. USA : China Aerospace Studies Institute, 2020. 36, [2] p.

40.The Korean Peninsula: history and present times. Russian Academy of Sciences, Institute of Far Eastern Studies, Center for Korean Studies. Moscow: Russian Academy of Sciences, Institute of Far Eastern Studies, 2020. 456 p.

41.Giperzvukovoi boevoi blok novoi rakety vpervye pokazali v KNDR [The hypersonic warhead of the new missile was shown for the first time in the DPRK]. Soiuz veteranov spetsnaza GRU im. Shektaeva D.A. [Union of Veterans of theGRU Special Forces]: website. Razdel “Zarubezhnoe voennoe obozrenie” [Section “Foreign Military Review”]. URL: https://svs-gru.ru/zarubezhnoe-voennoe-obozrenie/giperzvukovoy-boevoy-blok-novoy-rakety-vpervye-pokazaliv-kndr/html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 13.10.2021.

42.Legat I. Hypersonic weapons of the DPRK: facts and assumptions // Top War = Military Review. URL: https:// en.topwar.ru/191426-est-li-giperzvukovoe-oruzhie-u-kndr-i-esli-est-to-kakoe.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 16.01.2018.

43.Ryabov K. CSIS on the interception of hypersonic weapons // Top War = Military Review. URL: https:// en.topwar.ru/ 192461-csis-o-perehvate-giperzvukovyh-vooruzhenij.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 21.02.2022.

44.Riabov K. Anti-missile project for intercepting hypersonic weapons Glide Phase Interceptor (USA) // Top War = Military Review. URL: https://en.topwar.ru/189546-proekt-protivorakety-dlja-perehvata-giperzvukovogo-oruzhijaglide-phase-interceptor-ssha.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 29.11.2021.

45.Quarterhorse // Hermeus : website. URL: https://www.hermeus.com/quarterhorse (accessed: 15.08.2022).

46.Gorant J.G. Forget supersonic. This hypersonic jet can fly from NYC to London in under an hour // Robb Report : website. URL: https://robbreport.com/motors/aviation/hypersonic-jet-hermeus-quarterhorse-1234631198/ (accessed: 15.08.2022).

47.Ryabov K. Experimental hypersonic aircraft Hermeus Quarterhorse on the eve of flight tests // Top War = Military Review. URL: https://en.topwar.ru/188971-jeksperimentalnyj-giperzvukovoj-samolet-hermeus-quarterhorse-nakanuneletnyh-ispytanij.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 11.11.2021.

48.Knudsen B. An examination of U.S. hypersonic weapon systems. 2017. 15 p. DOI 10.13140/RG.2.2.14375.96164.

49.A model of a hypersonic aircraft was demonstrated in the USA // Top War = Military Review. URL: https://en.topwar.ru/ 190913-v-ssha-prodemonstrirovali-model-giperzvukovogo-samoleta.html (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 07.01.2022.

50.Boeing predstavila kontsept giperzvukovogo samoleta– naslednika Valkyrie [Boeing has presented the concept of ahypersonic aircraft – the successor of Valkyrie]: video. ShAGvpered [ShagVpered channel]. Rutube. URL: https:// rutube.ru/video/5a37a1cd7b2b6f6d2d5aebd591b4dd1b/ (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 08.01.2022.

51.Lockheed SR-72 : Hypersonic unmanned reconnaissance aircraft (2030) // Military Factory : website. URL: https:// www.militaryfactory.com/aircraft/detail.php?aircraft_id=1135 (accessed: 15.08.2022). Last edited: 05.09.2019.

52.SABRE engine: single stage to orbit rocket engine / Rupesh Aggarwal, Khushin Lakhara, P.B. Sharma, Tocky Darang, Naman Jain, Siddharth Gangly // International Journal of Innovative Research in Science, Engineering and Technology. 2015. Vol. 4, iss. 10. P. 10360–10366.

53.Belkin V.N., Muravlev S.P. Giperzvukovye tekhnologii v proektakh oruzhiia i LA [Hypersonic technologies in weapon and aircraft projects]. Aviatsionnye sistemy [Aviation systems]. 2013. No. 7. P. 2–26.

54.Starting characteristics of hypersonic pre-cooled turbojet inlet / T. Kojima, H. Taguchi, H. Kobayashi and T. Sato.2015. 10 p. (20th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 6–9 July 2015, Glasgow, Scotland ; AIAA 2015-3595).

55.Delta-Velos Demonstrator // Hypersonix Launch Systems : website. URL: https://hypersonix.com.au/delta-velosdemonstrator/ (accessed: 15.08.2022).

56.Skuratovskii B. Avstraliiskaia kompaniia sozdaet giperzvukovuiu sistemu dlia zapuska sputnikov na orbitu [Australian company is creating a hypersonic system for launching satellites into orbit]. Mediasat. URL: https://mediasat.info/ru/ 2022/01/19/hypersonix-launch-systems/ (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 19.01.2022.

57.Host P. Air Force Research Lab preparing for second hypersonic ground test // Janes. URL: https://www.janes.com/ defence-news/news-detail/air-force-research-lab-preparing-for-second-hypersonic-ground-test (accessed: 15.08.2022). Publ. date: 15.08.2019.

58.Kitai sozdal eshche odnu aerodinamicheskuiu trubu FL-64 dlia giperzvukovykh razrabotok [China has created another wind tunnel FL-64 for hypersonic development]. Oruzheinaia kollektsiia [Weapons Collection]. URL: http://weaponscollection.com/5/15889-kitay-sozdal-esche-odnu-aerodinamicheskuyu-trubu-fl-64-dlya-giperzvukovyh-razrabotok.html (accessed: 15.08.2022).

Материалыполученыредакцией28.08.2022

проектов газотурбинных двигателей на водородном топливе, использующихся в энергетических газотурбинных установках

публикациям

опыт компаний, успешно

развитию данного направления. Рассмотрены основные инженерные задачи, решаемые производителями ГТУ для их использования с водородным топливом. Ключевые слова: газотурбинный двигатель, газотурбинная установка, энергетическая установка, водород, водородное топливо, экологически чистое производство энергии

Areviewofresearchanddevelopmentonhydrogenfueled gas turbine power plants

Semenov S.V., Nikhamkin M.Sh., Plotnikov A.I. Perm National Research Polytechnic University, Perm

The article provides an overview of the implemented projects of hydrogen-fueled gas turbine engines used in power plants (GTP). The relevance of using hydrogen as a fuel is due to the limited hydrocarbon energy sources, the negative impact of traditional fuels on the environment, and the insufficient efficiency of “green” energy. All major manufacturers of GTP are more or less developing new or converting existing plants to hydrogencontaining fuel. Based on publications, the experience of companies that have successfully implemented projects of GTP running on hydrogen-containing fuel, as well as their plans for the development in this direction, is analyzed. The main engineering problems solved by the manufacturers of gas turbine plants for their use with hydrogen fuel are considered.

Keywords: gas turbine engine, gas turbine plant, power plant, hydrogen, hydrogen fuel, environmentally friendly energy generation

Введение

и ограниченность углеводородных источников энергии, преимущественно использующихся для удовлетворения данной потребности, с другой стороны, порождают необходимость поиска новых, возобновляемых энергоносителей [1; 2]. Нефть и

ников энергии источниками, которые оказывают минимальное воздействие на окружающую среду, в первую очередь обеспечивают минимальные выбросы углекислого газа и метана: солнечная и ветряная энергетика, гидроэнергетика, геотермальные источники, биотоплива, ядерная энергетика и т.д. [10]. Перспективным в плане декарбонизации атмосферы источником энергии является водород [11–15]. Следует отметить, что свой позитивный вклад в мировую эколо гию он сможет внести только в случае использования его «зеленой» версии. К сожалению, бóльшая часть производимого в настоящее время водорода относится к «серой» категории–его производство сопровождается значительными затратами электроэнергии, полученной из ископаемого топлива, и выбросами CO2 [13]. Повысить экологичность водорода предлагают посредством добавления к процессу получения «серого» водорода технологии улавливания и хранения углекислого газа. Такой водород называют «голубым» [14; 15].

Выделяют два основных способа получения энергии из водорода: – сжигание с последующим преобразованием выделившейся тепловой энергии в механическую; – использование водорода в качестве реагента для химического топливного элемента, преобразующего химическую энергию в электричество. По эффективности второй способ теоретически может значительно превосходить первый. Это возможно при развитии и удешевлении технологии изготовления топливных элементов [16–18], однако данный процесс может занять значительное время. До широкого применения топливных элементов электричество будет производиться преимущественно с использованием газотурбинных установок (ГТУ). Их перевод на водородсодержащее топливо, синтез-газ или чистый водород может оказаться перспективным решением задачи декар бонизации мировой экономики в среднесрочной перспек тиве. Следует отметить, что это утверждение является дискуссионным. Дело, в частности, в том, что повышение требований к эмиссии вредных веществ при работе ГТУ касается не только COx (< 50ppm), нои NOx (< 25ppm) [19]. Водородное топливо может оказаться полезным только в снижении уровня

новых систем на водородсодержащем топливе или переводом на него существующих систем. Во многих странах действуют государственные программы поддержки этих разработок. В частности, вРоссии распоряжением правительства № 2634-р

от12 октября 2020 года утвержден план мероприятий поразвитию водородной энергетики до 2024 года [20]. Попытки создания газотурбинных двигателей на водородном топливе были предприняты еще в середине прошлого века применительно к авиации. В 1967 году в ЦИАМ проводили наземные испытания вертолетного двигателя ГТД-350 (АО «ОДК-Климов») с использованием в качестве топлива газообразного водорода. Полученные результаты позволили перейти к созданию в1988 году самолета Ту-155 с двигателем НК-88 (СНТК им. Н.Д. Кузнецова), работающим на жидком водороде [21; 22]. Подробный обзор современного состояния двигателей для летательных аппаратов на водородном топливе и перспектив их применения дан вработе [23] В настоящей статье акцент сделан на опыте компаний, успешно реализовавших проекты наземных энергетических ГТУ на водородсодержащем

Пред-

Реализованные газотурбинные установки, работающие на водородсодержащем топливе Серийные ГТУ на водородсодержащем топливе созданы лишь в нескольких компаниях: Ansaldo Energia, Capstone Turbine Corporation, GE Gas Power, Kawasaki Heavy Industries, MAN Energy Solutions, Mitsubishi Power, OPRA, Siemens Energy. Уже почти 30 лет итальянская компания Ansaldo Energia [24] занимается как разработкой новых (H-класс) ГТУ высокой мощности (до 538МВт) на топливах свысоким содержанием водорода (до 50%), так и дора боткой существующих систем (F-класс) для обеспечения их работоспособности на смеси природного газа сводородом. Коммерчески успешными серийными ГТУ, работающими продолжительное время на водородсодержа-

[25]: AE94.3A,

GT36. Первые две–относительно старые

Примечательно, что данные разработки были осуществлены без внесения серьезных изменений в конструкции означенных ГТУ, а также не привели к сколько нибудь значительному уменьшению срока их службы. К 2023 году компания Ansaldo Energia, проводя комплекс работ по доработке камеры сгорания этих ГТУ и частичной замене ряда применяемых материалов, планирует довести долю водорода в топливе до 40%. Несмотря на успешность применения топлив с высоким содержанием водорода в старых установках, компания Ansaldo Energia имеет отдельный класс ГТУ, специально предназначенных для использования таких топлив,– GT26 (рис.2) и GT36. Их основным отличием являются двузонные малоэмиссионные камеры сгорания (МЭКС), позволяющие сжигать газовые смеси с 50%-й долей водорода. В этих камерах сгорания реализуется двухстадийное (последовательное) горение, что обеспечивает низкий уровень эмиссии NOx и CO в широком диапазоне нагрузок, а также возможность работы в режиме ежедневного пуска и останова [26]. ГТУGT26 имееткамеру сгорания в виде двух последовательно расположенных независимых кольцевых камер сгорания, а в ГТУ GT36 последовательное горение реализовано в одной трубчатой камере сгорания, разделенной на разные зоны. Помимо увеличения доли водорода в топливе, дальнейшую работу по совершенствованию ГТУ компания Ansaldo Energia ведет преимущественно в направлении уменьшения выбросов вредных веществ. Например, наГТУ H-класса уровень выбросов NOx к 2023 году планируется снизить с 25 до 15ppm.

В 2017 году компания Capstone Turbine Corporation, занимающаяся разработкой и производством ГТУ малой мощности (микроГТУ), от 30кВт до 1МВт, заявила, что планирует переводить свои изделия на водородное топливо. В конце 2018 года были проведены испытания, показавшие, что все модели данного производителя могут кратковременно работать на топливе с 70%-й долей водорода без серьезных изменений в конструкции. Дальнейшая доработка камеры сгорания и конструкции микроГТУ позволила увеличить долю водорода до 100% [27], а в октябре 2019 года компания заключила контракт на поставку многотопливных микроГТУ C65 (рис.3), работающих на чистом водороде, в Австралию. Сегодня развитием технологий создания многотопливных микроГТУ занимается подразделение Capstone Green Energy. Подразделение компании General Electric, занимающееся созданием и производством ГТУ, уже более 30лет [28] разрабатывает решения, позволяющие использовать топлива с высоким содержанием водорода. General Electric производитГТУчетырех классов, различающиеся температурой газа перед турбиной, конструкцией и генерируемой мощностью: B/E, F, HA иконверсионные, т.е. созданные на базе авиационных газотурбинных двигателей (например, LM2500 мощностью 22МВт, созданная на базе CF6-6).

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202275

в завихрителе. В завихрителях расположены коллекторы, подающие основное топливо в поток воздуха. В центре каждой горелки находится коллектор, через который подается пилотное топливо. Для регулирования эмиссии МЭКС в составе ГТУ используется перераспределение подачи топлива между горелками, прикрытие входного направляющего аппарата и сброс (перепуск) воздухаиз компрессора на вход в ГТУ. Такое регулирование обеспечивает низкий уровень эмиссии NOx в широком диапазоне мощности (режимов), N = 50…100% [31]. Еще одной особенностью этой МЭКС является модульная структура, позволяющая устанавливать ее на самые современные модели HA-класса (рис.5) и проводить модернизацию существующих ГТУ F-класса. Дальнейшее развитие данная камера сгорания получила в модификациях DLN 2.6+ и DLN 2.6e, отличающихся измененным премиксером и совместимостью с бóльшим числом моделей ГТУ предыдущего поколения [32].

Получивший в 2019 году независимость от компании General Electric производитель комплектующихдля газотурбинных двигателей Baker Hughes приступил ксозданию семейства ГТУ NovaLT, способных работать на водородсодержащих смесях [33]. Программу финансируют энергетические компании Snam и Enel. Испытательным полигоном служат лаборатории компании Enel, где уже несколько лет осуществляют доработку камер сгорания, чтобы повысить стабильность горения водородсодержащих смесей, исключить проскок пламени и запирание, а также обеспечить приемлемый уровень эмиссии NOx –15ppm [34]. В качестве одного из шагов в борьбе с глобальным потеплением путем декарбонизации правительство Японии в прошлом десятилетии поставило перед промышленностью задачу увеличить количество водорода в топливах, используемых в энергетических ГТУ. Пер вой откликнулась компания Kawasaki Heavy Industries, имеющая в своем распоряжении полный цикл применения водорода для нужд электроэнергетики, включая его производство, транспортировку и хранение [35].

сегодняшний день применительно к ГТУ малой мощности (1МВт,

нейшая энергетическая компания Германии– RWE Generation SE. Старт началу работ был дан 9 декабря 2021 года.

Международная компания MAN Energy Solutions (Германия) располагает двумя семействами ГТУ: THM мощностью9…12МВти MGT мощностью6…9МВт. Основным видом топлива для них является природный

газ [37]. Несмотря на то, что исторически семейство ГТУ THM является более старым, эти установки, будучи оснащены диффузионной камерой сгорания, способны сжигать топливо с 60%-м содержанием водорода. Однако для соответствия нормам эмиссии требуется применение каталитических устройств, нейтрализующих оксиды азота. Более современное семейство ГТУ MGT, а также ряд моделей THM (рис.8) оснащаются малоэмиссионной камерой сгорания ACC (advance can combustion) ссухим подавлением выбросов вредных веществ. Ееособенностью является модульность, позволяющая проводить усовершенствование ГТУ предыдущего поколения. Помимо природного газа и жидких топлив ГТУ, оснащенные такой МЭКС, способны сжигать смеси с20%-м содержанием водорода, обеспечивая достаточно низкие уровни эмиссии: NOx < 9ppm, CO < 16ppm. Несмотря на высокие эксплуатационные характеристики, с 2010 года специалисты MAN в сотрудничестве со специалистами Немецкогоцентра авиации и космонавтики (DLR) продолжают совершенствование своей камеры сгорания. Их основной целью является обеспечение низких уровней эмиссии при сжигании 100%-го водорода. Также в DLR прорабатывают вопросы обеспечения надежности и безопасной работы ГТУ на чистом водороде [38]. Компания Mitsubishi Power еще не имеет в своем распоряжении МЭКС, позволяющих ГТУ работать начистом водороде. Лучший на сегодняшний день результат– 30%-я доля водорода в природном газе (рис.9). Однако компания имеет опыт по сжиганию чистого водорода в диффузионных камерах сгорания, а к 2024 году планирует создать МЭКС типа DLN, работающую на 100%-м водороде [39].

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202277

Компания OPRA, являющаяся преимущественно производителем деталей для газотурбинных двигателей, создала собственное семейство ГТУ малой мощности с центробежной турбиной и планетарным редуктором (рис.10), отличительной особенностью которых является использование малоэмиссионых камер сгорания DLE с технологией FlameSheet [40]. Технология была разработана компанией PowerSystemsManufacturing в2002 году, а окончательно доведена до практического применения на ГТУ General Electric 7FA в 2014 году. Основными задачами, которые решались с помощью данной технологии, являются: максимальное расширение спектра применяемых топлив (природный газ; сжиженный природный газ; газ, получаемый в процессе изготовления продуктов нефтехимии; синтез-газ; биогаз; водород и пр.) и увеличение диапазона рабочей мощности, при которой сохраняется низкая эмиссия NOx (< 9ppm). Суть технологии FlameSheet заключается встабилизации пламени в захваченном вихре, генерируемом с помощью непрерывно подаваемого плоского потока газовой смеси (рис.11) [41]. Компания Siemens Energy имеет широкий модельный ряд ГТУ: от установок мощностью 4МВт на базе авиационных двигателей (SGT-A05) до ГТУ мощностью 593МВт (SGT-9000HL). При этом более 25 лет производительработает над увеличением доли водорода втоп ливах. Для решения этой задачи в г.Финспонг (Швеция) был создан центр газотурбинных технологий, обеспечи

вающих нулевые выбросы вредных веществ,–ZEHTC (Zero Emission Hydrogen Turbine Center), где при поддержке государственных фондов испытывают и реализуют на практике технологии полного цикла использо вания водорода для получения электроэнергии [42]. К 2020 году компанией Siemens Energy были испытаны ГТУ, работающие

SGT-A35

МЭКС типа DLE

использованием диффузионных камер сгорания;

ГТУ средней мощности (до 62МВт)– до 50% водорода с использованием МЭКС типа DLE; – ГТУ большой мощности (до 593МВт)– до 30% водорода с использованием МЭКС типа DLE. Разница в доле сжигаемого водорода для ГТУ соднотипными камерами сгорания (DLE) обусловлена разным временем их создания. Существуют три поколения топливных горелок, спроектированных исходя из разных технологических возможностей, которые позволили реализовать различные механизмы горения. Сконца 2017 года компания Siemens активно внедряет аддитивные технологии (рис.13) [43; 44]. Помимо решения проблемы горения производитель уделяет внимание проблемам газовой коррозии, охруп чивания и многоцикловой усталости деталей и узлов, непосредственно контактирующих с водородом. В первую очередь, топливной аппаратуры и насосов [45]. Впоследние 10 лет компания Siemens активно занималась совершенствованием установок средней мощности,

перевести

мощные,

водород[41].

установки,

энергетических

в условиях усиливающихся тенденций декарбонизации атмосферы и использования возобновляемых источников

зрения экологии

Таблица.

Energia

Capstone Turbine Corporation

General Electric 85% (22МВт, LM2500)

Baker Hughes 100% Kawasaki Heavy Industries 100% 100% MAN Energy Solutions 20%

Mitsubishi Power 100%

OPRA 100%

Siemens Energy 100% (35МВт, SGT-A35)

ности технологии к использованию чистого водорода в качестве топлива достигли компании General Electric, Siemens иKawasaki (таблица), реализовавшие полный цикл использования водородных энергетических установок на базе ГТУ. За последние 10 лет эти компании выполнили ряд крупных научно-исследовательских работ по созданию работающих на водороде малоэмиссионных камер сгорания, а также по квалификации кон

Литература

струкционных материалов, используемых в водородной среде, и созданию новых теплозащитных покрытий. В целом следует отметить, что, несмотря на противоречивость представлений о реальных возможностях использования водородного топлива, и зарубежные, и некоторые отечественные компании пытаются обеспечить возможность работы своих газотурбинных установок на водородсодержащих смесях.

1.Hosseini S.E., Butler B. An overview of development and challenges in hydrogen powered vehicles // International Journal of Green Energy. 2019. Vol. 17, iss. 1. P. 13–37.

2.Short-term energy outlook: December 2021 / U.S. Energy Information Administration. 2021. 15 p., 15 p. ill. and tab. URL: https://www.eia.gov/outlooks/steo/archives/dec21.pdf (accessed: 09.12.2021).

3.Громов А.И. Мировой рынок нефти в период глобальной энергетической трансформации: ожидания и опасения // Энергетическая политика. 2018. № 3. С. 75–86. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/mirovoy-rynok-nefti-vperiod-globalnoy-energeticheskoy-transformatsii-ozhidaniya-i-opaseniya (дата обращения: 09.12.2021).

4.Состояние рынка природного газа в условиях пандемии COVID-19 и нестабильности спроса / А.А. Лазник, Р.Д. Жарков, Н.Ю. Родыгина, В.И. Мусихин // Российский внешнеэкономический вестник. 2021. № 5. С. 101–115. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/sostoyanie-rynka-prirodnogo-gaza-v-usloviyah-pandemii-covid-19-i-nestabilnostisprosa (дата обращения: 19.12.2021).

5.Ritchie H., Roser M. Fossil fuels // Our World in Data: site. URL: https://ourworldindata.org/fossil-fuels (accessed: 09.12.2021).

6.Energy use for transportation // U.S. Energy Information Administration: Independent statistics & analysis: site. URL: https://www.eia.gov/energyexplained/use-of-energy/transportation.php (дата обращения: 19.12.2021).

7.Gao Y., Gao X., Zhang X. The 2°C global temperature target and the evolution of the long-term goal of addressing climate change– from the United Nations Framework Convention on Climate Change to the Paris Agreement // Engineering. 2017. Vol. 3, iss. 2. P. 272–278.

8.Громов А.И. Cтратегия ЕС по сокращению выбросов метана: новые вызовы для российского газа // Энергетическая политика. 2021. № 5 (159). С. 26–39. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/strategiya-es-po-sokrascheniyuvybrosov-metana-novye-vyzovy-dlya-rossiyskogo-gaza (дата обращения: 09.12.2021).

9.Schneider T., O’Gorman P.A., Levine X.J. Water vapor and the dynamics of climate changes // Reviews of Geophysics. 2010. Vol. 48, iss. 3. Art. RG3001. 22 p.

10.Adoption of the Paris Agreement : proposal by the President: draft decision -/CP.21 / United Nations, Framework Convention on Climate Change, Conference of the Parties, Twenty-first session. 2015. 32 p. FCCC/CP/2015/L.9/Rev.1. URL: https://unfccc.int/resource/docs/2015/cop21/eng/l09r01.pdf.

11.Иктисанов В.А., Шкруднев Ф.Д. Декарбонизация: взгляд со стороны // Энергетическая политика. 2021. № 8(162). С. 42–51. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/dekarbonizatsiya-vzglyad-so-storony (дата обращения: 09.12.2021).

12.Performance evaluation of biogas upgrading systems from swine farm to biomethane production for renewable hydrogen source / Ch. Worawimut, S. Vivanpatarakij, A. Watanapa, W. Wiyaratn, S. Assabumrungrat // International Journal of Hydrogen Energy. 2019. Vol. 44, iss. 41. P. 23135–23148.

13.«Зеленый» и/или «голубой» водород / М.Х. Сосна, М.В. Масленникова, М.В. Крючков, М.В. Пустовалов // Нефтегазохимия. 2020. № 3/4. С. 21–23. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/zelenyy-i-ili-goluboy-vodorod (дата обращения: 01.12.2021).

14.Marchant N. Grey, blue, green – why are there so many colours of hydrogen? // World Economic Forum : site. URL: https://www.weforum.org/agenda/2021/07/clean-energy-green-hydrogen/ (accessed: 11.12.2021). Publ. date: 27.07.2021.

15.Leitch D. Hydrogen: the great energy hope, or a whole lot of hype? // Renew economy: Clean energy news and analysis: site. URL: https://reneweconomy.com.au/hydrogen-the-great-energy-hope-or-a-whole-lot-of-hype-16691/ (accessed: 11.12.2021). Publ. date: 15.07.2020.

16.Emerging electrochemical energy conversion and storage technologies / S.P.S. Badwal, S.S. Giddey, C. Munnings, A.I. Bhatt and A.F. Hollenkamp // Frontiers in Chemistry. 2014. Vol. 2. Art. 79. 28 p.

17.Haseli Y. Maximum conversion efficiency of hydrogen fuel cells // International Journal of Hydrogen Energy. 2018. Vol. 43, iss. 18. P. 9015–9021.

18.Ritchie H., Roser M. Electricity mix // Our world in data : site. URL: https://ourworldindata.org/electricity-mix (accessed: 22.12.2021).

19.Данильчук Е. Вызов будущего российским промышленным установкам // Neftegaz.RU : сайт. URL: https:// neftegaz.ru/news/vtrende/710869-vyzov-budushchego-rossiyskim-promyshlennym-ustanovkam/ (дата обращения: 10.01.2022). Дата публ.: 29.11.2021.

20.Правительство Российской Федерации. Распоряжение : от 12 октября 2020 г. № 2634-р : Москва // Официальный интернет-портал правовой информации. URL: http://publication.pravo.gov.ru/Document/View/ 0001202010220027 (дата обращения: 04.08.2022).

21.50 лет первым в нашей стране испытаниям авиадвигателя на водороде // Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова : сайт. URL: https://ciam.ru/press-center/news/50-years-of-the-first-soviettesting-of-an-aircraft-engine-on-hydrogen/ (дата обращения: 20.03.2022). Дата публ.: 27.10.2017.

22.ЦИАМ 1980–2000. Научный вклад в создание авиационных двигателей : в 2 кн. / под общ. науч. ред. В.А.Скибина и В.И. Солонина. М. : Машиностроение, 2000.

23.Палкин В.А. Обзор работ за рубежом по применению альтернативных видов топлива в авиации // Авиационные двигатели. 2021. № 4 (13). С. 63–84.

24.Gas turbines // Ansaldo Energia : site. URL: https://www.ansaldoenergia.com/business-lines/new-units/gas-turbines (accessed: 19.12.2021).

25.Ansaldo Energia solutions for hydrogen combustion: fast-forward to a hydrogen fueled gas turbines // Ansaldo Energia: site. URL: https://www.ansaldoenergia.com/PublishingImages/Idrogeno/Ansaldo Energia Solutions For Hydrogen Combustion.pdf (accessed: 19.12.2021).

26.Hiddeman M., Marx P. Operating experience with the latest upgrade of Alstom’s sequential combustion GT26 gas turbine // ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea and Air : June 14–18, 2010, Glasgow, UK. Vol. 1: Aircraft engine; Ceramics; Coal, biomass and alternative fuels; Education; Electric power; Manufacturing materials and metallurgy. P. 861–867. GT2010-23571.

27.Capstone Turbine Corporation announces significant progress in microturbine hydrogen testing // Capstone Green Energy: site. URL: https://www.capstonegreenenergy.com/info/news/press-releases/detail/3799/ (accessed: 10.01.2022). Publ.date: 24.08.2020.

28.Cocchi S., Sigali S. Development of a low-NOx hydrogen-fuelled combustor for 10 MW class gas turbines // ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea andAir : June 14–18, 2010, Glasgow, UK. Vol. 2: Combustion, fuels and emissions, pt. A/B. P. 1025–1035. GT2010-23348.

29.Hydrogen fueled gas turbines // GE Gas Power : site. URL: https://www.ge.com/gas-power/future-of-energy/hydrogenfueled-gas-turbines (accessed: 06.01.2022).

30.Анализ

С.47–56.

31.Davis L.B., Black S.H. Dry low NOx combustion systems for GE heavy-duty gas turbines / GE Power Systems. Schenectady, NY, 1999. ii, 22 [2] p. GER-3568G.

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202281

32.Active on-line protective tuning adjustment technique to achieve better availability and performance in pre-mix DLN combustion / C. Koeneke, M. Nomura, H. Iba, T. Kawakami, T. Koga // ASME Turbo Expo 2003, collocated with the2003 International Joint Power Generation Conference : June 16–19, 2003, Atlanta, Georgia, USA. Vol. 1. P. 949–953. GT2003-38954.

33.Snam and Baker Hughes test world’s first hydrogen blend turbine for gas networks // Baker Hughes: site. URL: https://www.bakerhughes.com/company/news/snam-and-baker-hughes-test-worlds-first-hydrogen-blend-turbine-gasnetworks (accessed: 01.06.2022). Publ. date: 20.07.2020.

34.Hydrogen fueled dry low NOx gas turbine combustor conceptual design / M. Cerutti, S. Cocchi, R. Modi, S. Sigali, G. Bruti // ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition : June 16–20, 2014, Dusseldorf, Germany. Vol. 4B: Combustion, fuels and emissions. GT2014-26136. 11 p.

35.Energy // Kawasaki : Powering your potential : site / Kawasaki Heavy Industries. URL: https://global.kawasaki.com/en/ energy/index.html (accessed: 23.12.2021).

36.One of the world’s first 100% hydrogen-to-power demonstrations on industrial scale launches in Lingen, Germany / RWE, Kawasaki // Kawasaki : Powering your potential : site / Kawasaki Heavy Industries. URL: https://global. kawasaki.com/news_211209-2e.pdf (accessed: 10.01.2022). Publ. date: 09.12.2021.

37.Gas turbine combustion technology // Man Energy Solutions : Future in the making : site. URL: https://www.man-es.com/ docs/default-source/oil-and-gas-process-industry-documents/gas-_turbine-_combustion1.pdf?sfvrsn=46e8a9df_12 (accessed: 10.01.2022).

38.Institute of Test and Simulation for Gas Turbines // DLR : German Aerospace Center : site. URL: https://www.dlr.de/ content/en/institutes/institute-of-test-and-simulation-for-gasturbines.html (accessed: 10.01.2022).

39.Creating a sustainable future through hydrogen generation // Mitsubishi Power : site / Mitsubishi Heavy Industries. URL: https://power.mhi.com/special/hydrogen (accessed: 10.01.2022).

40.Development and atmospheric testing of a high hydrogen FlameSheet™ combustor for the OP16 gas turbine / T.Bouten, J. Withag, L.-U. Axelsson, J. Koomen, D. Jansen, P. Stuttaford // ASME Turbo Expo 2021: Turbomachinery Technical Conference and Exposition : June 7–11, 2021, virtual, online. Vol. 3A: Combustion, fuels, and emissions. GT2021-59236. 8 p.

41.FlameSheet™ combustor engine and rig validation for operational and fuel flexibility with low emissions / P.Stuttaford, H. Rizkalla, K. Oumejjoud, N. Demougeot, J. Bosnoian, F. Hernandez, M. Yaquinto, A.P. Mohammed, D. Terrell, R.Weller // ASME Turbo Expo 2016: Turbomachinery Technical Conference and Exposition : June 13–17,2016, Seoul, South Korea. Vol. 4A: Combustion, fuels and emissions. GT2016-56696. 11 p.

42.Zero Emission Hydrogen Turbine Center // Siemens Energy : site. URL: https://www.siemens-energy.com/global/en/ priorities/future-technologies/hydrogen/zehtc.html (accessed: 10.01.2022).

43.Hydrogen power with Siemens Gas Turbines : Reliable carbon-free power with flexibility : white paper : April 2020/ K. Bohan, E. Verena Klapdor, B. Prade, A. Haeggmark, G. Bulat, N. Prasad, M. Welch, P. Adamsson, T. Johnke ; ed.U. Rohr ; Siemens. Siemens Gas and Power, 2020. 22 p. URL: https://www.infrastructureasia.org/-/media/Articlesfor-ASIA-Panel/Siemens-Energy---Hydrogen-Power-with-Siemens-Gas-Turbines.pdf?la=en&hash=1B91FADA34229 3EFB56CDBE312083FE1B64DA111 (accessed: 10.01.2022).

44.Streamlined frameworks for advancing metal based additive manufacturing technologies / W. Fu, C. Haberland, E.V.Klapdor, D. Rule, S. Piegert // Journal of the Global Power and Propulsion Society. 2018. Vol. 2. P. 317–328.

45.Adam P., Bode R., Groissboeck M. Hydrogen turbomachinery : Readying pipeline compressor stations for 100% hydrogen // Turbomachinery International. 2020. Vol. 61, no. 6 (November/December). P. 18–20. URL: https:// www.turbomachinerymag.com/view/readying-pipeline-compressor-stations-for-100-hydrogen (accessed: 01.04.2022).

46.«Силовые

sozdaniya-krupnomasshtabnyh-sistem-proizvodstva-i-raspredeleniya-metano-vodorodnogo-topliva-kak-effektivnogo (дата обращения: 01.04.2022).

References

1.Hosseini S.E., Butler B. An overview of development and challenges in hydrogen powered vehicles // International Journal of Green Energy. 2019. Vol. 17, iss. 1. P. 13–37.

2.Short-term energy outlook: December 2021 / U.S. Energy Information Administration. 2021. 15 p., 15 p. ill. and tab. URL: https://www.eia.gov/outlooks/steo/archives/dec21.pdf (accessed: 09.12.2021).

3.Gromov A.I. World oil market during global energy transformation: expectations and concerns. Energeticheskaia politika [Energy Policy]. 2018. No. 3. P. 75–86. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/mirovoy-rynok-nefti-v-periodglobalnoy-energeticheskoy-transformatsii-ozhidaniya-i-opaseniya (accessed: 09.12.2021).

4.Laznik A.A., Zharkov R.D., Rodygina N.Yu., Musikhin V.I. Natural gas market under COVID-19 pandemic and unstable demand. Rossiiskii vneshneekonomicheskii vestnik [Russian Foreign Economic Bulletin]. 2021. No. 5. P.101–115. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/sostoyanie-rynka-prirodnogo-gaza-v-usloviyah-pandemii-covid19-i-nestabilnosti-sprosa (accessed: 19.12.2021).

5.Ritchie H., Roser M. Fossil fuels // Our World in Data: site. URL: https://ourworldindata.org/fossil-fuels (accessed: 09.12.2021).

6.Energy use for transportation // U.S. Energy Information Administration: Independent statistics & analysis: site. URL: https://www.eia.gov/energyexplained/use-of-energy/transportation.php (accessed: 19.12.2021).

7.Gao Y., Gao X., Zhang X. The 2°C global temperature target and the evolution of the long-term goal of addressing climate change– from the United Nations Framework Convention on Climate Change to the Paris Agreement // Engineering. 2017. Vol. 3, iss. 2. P. 272–278.

8.Gromov A.I. EU strategy to reduce methane emissions: new challenges for Russian gas. Energeticheskaia politika [Energy Policy]. 2021. No. 5 (159). P. 26–39. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/strategiya-es-po-sokrascheniyuvybrosov-metana-novye-vyzovy-dlya-rossiyskogo-gaza (accessed: 09.12.2021).

9.Schneider T., O’Gorman P.A., Levine X.J. Water vapor and the dynamics of climate changes // Reviews of Geophysics. 2010. Vol. 48, iss. 3. Art. RG3001. 22 p.

10.Adoption of the Paris Agreement : proposal by the President: draft decision -/CP.21 / United Nations, Framework Convention on Climate Change, Conference of the Parties, Twenty-first session. 2015. 32 p. FCCC/CP/2015/L.9/Rev.1. URL: https://unfccc.int/resource/docs/2015/cop21/eng/l09r01.pdf.

11.Iktisanov V.A., Shkrudnev F.D. Decarbonization: outside view. Energeticheskaia politika [Energy Policy]. 2021. No.8 (162). P. 42–51. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/dekarbonizatsiya-vzglyad-so-storony (accessed: 09.12.2021).

12.Performance evaluation of biogas upgrading systems from swine farm to biomethane production for renewable hydrogen source / Ch. Worawimut, S. Vivanpatarakij, A. Watanapa, W. Wiyaratn, S. Assabumrungrat // International Journal of Hydrogen Energy. 2019. Vol. 44, iss. 41. P. 23135–23148.

13.Sosna M.Kh., Maslennikova M.V., Kryuchkov M.V., Pustovalov M.V. «Green» and/or «blue» hydrogen. Neftegazokhimiia [Oil & Gas Chemistry]. 2020. No. 3/4. P. 21–23. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/zelenyy-i-ili-goluboy-vodorod (accessed: 01.12.2021).

14.Marchant N. Grey, blue, green – why are there so many colours of hydrogen? // World Economic Forum : site. URL: https://www.weforum.org/agenda/2021/07/clean-energy-green-hydrogen/ (accessed: 11.12.2021). Publ. date: 27.07.2021.

15.Leitch D. Hydrogen: the great energy hope, or a whole lot of hype? // Renew economy: Clean energy news and analysis: site. URL: https://reneweconomy.com.au/hydrogen-the-great-energy-hope-or-a-whole-lot-of-hype-16691/ (accessed: 11.12.2021). Publ. date: 15.07.2020.

16.Emerging electrochemical energy conversion and storage technologies / S.P.S. Badwal, S.S. Giddey, C. Munnings, A.I. Bhatt and A.F. Hollenkamp // Frontiers in Chemistry. 2014. Vol. 2. Art. 79. 28 p.

17.Haseli Y. Maximum conversion efficiency of hydrogen fuel cells // International Journal of Hydrogen Energy. 2018. Vol. 43, iss. 18. P. 9015–9021.

18.Ritchie H., Roser M. Electricity mix // Our world in data : site. URL: https://ourworldindata.org/electricity-mix (accessed: 22.12.2021).

19.Danil’chuk E. Vyzov budushchego rossiiskim promyshlennym ustanovkam [The future challenges for Russian industrial gas-turbine units]. Neftegaz.ru: website. URL: https://neftegaz.ru/news/vtrende/710869-vyzov-budushchego-rossiyskimpromyshlennym-ustanovkam/ (accessed: 10.01.2022). Publ. date: 29.11.2021.

Авиационные двигатели l 3 (16) l 202283

20.The Government of the Russian Federation. Directive no. 2634-r dated October 12, 2020: Moscow. Official Internet portal of legal information. URL: http://publication.pravo.gov.ru/Document/View/0001202010220027 (accessed: 08.04.2022).

21.50 let pervym v nashei strane ispytaniiam aviadvigatelia na vodorode [50-year anniversary of the first tests of hydrogen aircraft engine in our country]. Central Institute of Aviation Motors: website. URL: https://ciam.ru/press-center/news/50-years-of-the-first-soviet-testing-of-an-aircraft-engine-on-hydrogen/ (accessed: 03.20.2022). Publ. date: 27.10.2017.

22.CIAM 1980–2000. Nauchnyi vklad v sozdanie aviatsionnykh dvigatelei [Scientific contribution to the development of aircraft engines]. In 2 books. Scientific general edition by V.A. Skibin and V.I. Solonin. Moscow: Mashinostroenie [Mechanical Engineering], 2000.

23.Palkin V.A. Review of the abroad works on an application of alternative fuels in aviation. Aviatsionnye dvigateli [Aviation Engines]. 2021. No. 4 (13). P. 63–84.

24.Gas turbines // Ansaldo Energia : site. URL: https://www.ansaldoenergia.com/business-lines/new-units/gas-turbines (accessed: 19.12.2021).

25.Ansaldo Energia solutions for hydrogen combustion: fast-forward to a hydrogen fueled gas turbines // Ansaldo Energia: site. URL: https://www.ansaldoenergia.com/PublishingImages/Idrogeno/Ansaldo Energia Solutions For Hydrogen Combustion.pdf (accessed: 19.12.2021).

26.Hiddeman M., Marx P. Operating experience with the latest upgrade of Alstom’s sequential combustion GT26 gas turbine // ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea and Air : June 14–18, 2010, Glasgow, UK. Vol. 1: Aircraft engine; Ceramics; Coal, biomass and alternative fuels; Education; Electric power; Manufacturing materials and metallurgy. P. 861–867. GT2010-23571.

27.Capstone Turbine Corporation announces significant progress in microturbine hydrogen testing // Capstone Green Energy: site. URL: https://www.capstonegreenenergy.com/info/news/press-releases/detail/3799/ (accessed: 10.01.2022). Publ.date: 24.08.2020.

28.Cocchi S., Sigali S. Development of a low-NOx hydrogen-fuelled combustor for 10 MW class gas turbines // ASME Turbo Expo 2010: Power for Land, Sea andAir : June 14–18, 2010, Glasgow, UK. Vol. 2: Combustion, fuels and emissions, pt. A/B. P. 1025–1035. GT2010-23348.

29.Hydrogen fueled gas turbines // GE Gas Power : site. URL: https://www.ge.com/gas-power/future-of-energy/hydrogenfueled-gas-turbines (accessed: 06.01.2022).

30.Sverdlov E.D., Puzich A.A., Dubovitsky A.N., Vladimirov A.V. Analysis of methods and characteristics of control systems for gas turbines with low-emission combustion chambers. Aviatsionnye dvigateli [Aviation Engines]. 2021. No. 1 (10). P. 47–56.

31.Davis L.B., Black S.H. Dry low NOx combustion systems for GE heavy-duty gas turbines / GE Power Systems. Schenectady, NY, 1999. ii, 22 [2] p. GER-3568G.

32.Active on-line protective tuning adjustment technique to achieve better availability and performance in pre-mix DLN combustion / C. Koeneke, M. Nomura, H. Iba, T. Kawakami, T. Koga // ASME Turbo Expo 2003, collocated with the2003 International Joint Power Generation Conference : June 16–19, 2003, Atlanta, Georgia, USA. Vol. 1. P. 949–953. GT2003-38954.

33.Snam and Baker Hughes test world’s first hydrogen blend turbine for gas networks // Baker Hughes: site. URL: https://www.bakerhughes.com/company/news/snam-and-baker-hughes-test-worlds-first-hydrogen-blend-turbine-gasnetworks (accessed: 01.06.2022). Publ. date: 20.07.2020.

34.Hydrogen fueled dry low NOx gas turbine combustor conceptual design / M. Cerutti, S. Cocchi, R. Modi, S. Sigali, G. Bruti // ASME Turbo Expo 2014: Turbine Technical Conference and Exposition : June 16–20, 2014, Dusseldorf, Germany. Vol. 4B: Combustion, fuels and emissions. GT2014-26136. 11 p.

35.Energy // Kawasaki : Powering your potential : site / Kawasaki Heavy Industries. URL: https://global.kawasaki.com/en/ energy/index.html (accessed: 23.12.2021).

36.One of the world’s first 100% hydrogen-to-power demonstrations on industrial scale launches in Lingen, Germany / RWE, Kawasaki // Kawasaki : Powering your potential : site / Kawasaki Heavy Industries. URL: https://global. kawasaki.com/news_211209-2e.pdf (accessed: 10.01.2022). Publ. date: 09.12.2021.

37.Gas turbine combustion technology // Man Energy Solutions : Future in the making : site. URL: https://www.man-es.com/ docs/default-source/oil-and-gas-process-industry-documents/gas-_turbine-_combustion1.pdf?sfvrsn=46e8a9df_12 (accessed: 10.01.2022).

38.Institute of Test and Simulation for Gas Turbines // DLR : German Aerospace Center : site. URL: https://www.dlr.de/ content/en/institutes/institute-of-test-and-simulation-for-gasturbines.html (accessed: 10.01.2022).

39.Creating a sustainable future through hydrogen generation // Mitsubishi Power : site / Mitsubishi Heavy Industries. URL: https://power.mhi.com/special/hydrogen (accessed: 10.01.2022).

40.Development and atmospheric testing of a high hydrogen FlameSheet™ combustor for the OP16 gas turbine / T.Bouten, J. Withag, L.-U. Axelsson, J. Koomen, D. Jansen, P. Stuttaford // ASME Turbo Expo 2021: Turbomachinery Technical Conference and Exposition : June 7–11, 2021, virtual, online. Vol. 3A: Combustion, fuels, and emissions. GT2021-59236. 8 p.

41.FlameSheet™ combustor engine and rig validation for operational and fuel flexibility with low emissions / P.Stuttaford, H. Rizkalla, K. Oumejjoud, N. Demougeot, J. Bosnoian, F. Hernandez, M. Yaquinto, A.P. Mohammed, D. Terrell, R.Weller // ASME Turbo Expo 2016: Turbomachinery Technical Conference and Exposition : June 13–17,2016, Seoul, South Korea. Vol. 4A: Combustion, fuels and emissions. GT2016-56696. 11 p.

42.Zero Emission Hydrogen Turbine Center // Siemens Energy : site. URL: https://www.siemens-energy.com/global/en/ priorities/future-technologies/hydrogen/zehtc.html (accessed: 10.01.2022).

43.Hydrogen power with Siemens Gas Turbines : Reliable carbon-free power with flexibility : white paper : April 2020/ K. Bohan, E. Verena Klapdor, B. Prade, A. Haeggmark, G. Bulat, N. Prasad, M. Welch, P. Adamsson, T. Johnke ; ed.U. Rohr ; Siemens. Siemens Gas and Power, 2020. 22 p. URL: https://www.infrastructureasia.org/-/media/Articlesfor-ASIA-Panel/Siemens-Energy---Hydrogen-Power-with-Siemens-Gas-Turbines.pdf?la=en&hash=1B91FADA34229 3EFB56CDBE312083FE1B64DA111 (accessed: 10.01.2022).

44.Streamlined frameworks for advancing metal based additive manufacturing technologies / W. Fu, C. Haberland, E.V.Klapdor, D. Rule, S. Piegert // Journal of the Global Power and Propulsion Society. 2018. Vol. 2. P. 317–328.

45.Adam P., Bode R., Groissboeck M. Hydrogen turbomachinery : Readying pipeline compressor stations for 100% hydrogen // Turbomachinery International. 2020. Vol. 61, no. 6 (November/December). P. 18–20. URL: https:// www.turbomachinerymag.com/view/readying-pipeline-compressor-stations-for-100-hydrogen (accessed: 01.04.2022).

46.In cooperation with Samara University, Power Machines will develop Russia's first gas turbine plant powered by methane-hydrogen mixture. Power Machines: website. URL: https://power-m.ru/en/press-center/news/in-cooperationwith-samara-university-power-machines-will-develop-russia-s-first-gas-turbine-plant-p/?sphrase_id=117048 (accessed: 01.04.2022). Publ. date: 24.12.2020.

47.Baklanov A.V. The possibility of using methane-hydrogen fuel in converted gas turbine engines for power plants. Sibirskii aerokosmicheskii zhurnal [Siberian Aerospace Journal]. 2021. Vol. 22, no. 1. P. 82–93. URL: https:// cyberleninka.ru/article/n/vozmozhnost-ispolzovaniya-metano-vodorodnogo-topliva-v-konvertirovannyh-gazoturbinnyhdvigatelyah-dlya-energeticheskih-ustanovok (accessed: 01.04.2022).

48.Kazaryan V.A., Khloptsov V.G., Mikhalenko V.A., Stolyarevsky A.Ya. Concept of creation of the largescale systems of production and distribution of methane-hydrogen fuel as an effective alternative energy carrier. Gazovaia promyshlennost’ [Gas Industry of Russia]. 2018. No. 11 (777). P. 114–119. URL: https://cyberleninka.ru/article/n/kontseptsiyasozdaniya-krupnomasshtabnyh-sistem-proizvodstva-i-raspredeleniya-metano-vodorodnogo-topliva-kak-effektivnogo (accessed: 01.04.2022).

3 (16) l 202285