комбинированный двигатель

комбини́рованный дви́гатель — двигатель авиационный, в котором сочетаются элементы двигателей различных схем с целью улучшения его характеристик в широком диапазоне условий полёта и режимов работы. Исходными для образования К. д. могут служить двигатели, работающие по циклам: р = const (Брайтона, ракетный), V = const, смешанному (периодического сгорания), циклам поршневых двигателей, двигателей внешнего сгорания и др. (см. Цикл двигателя термодинамический). Можно выделить две основные группы К. д.: 1) двигатели комбинированных циклов, сочетающие циклы различных исходных двигателей в пределах тракта с обменом энергией между составляющими циклы процессами; 2) двигатели, в которых используются общие элементы для реализации различных циклов в разных условиях (режимах полёта и режимах работы).

К первой группе относятся: турбопрямоточный двигатель эжекционного типа с передачей части энергии продуктов сгорания воздуху, поступающему в прямоточный контур; турбовинтовой двигатель (ТВД), в котором часть свободной энергии цикла расходуется на привод винта; турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД), в котором часть свободной энергии цикла расходуется на сжатие воздуха, поступающего в вентиляторный контур; ракетно-турбинный двигатель (РТД), в котором часть энергии продуктов сгорания передаётся воздуху, сжимаемому компрессором, и др. Рабочий цикл всех К. д. можно разделить на два подцикла: генераторный, служащий для вырабатывания энергии, передаваемой рабочему телу, участвующему в основном цикле, и основной, в котором подведённая энергия превращается в работу двигателя или (и) движителя. В общем случае энергия генераторного цикла может быть передана основному циклу в любой форме (в виде механической работы, теплоты). Термодинамическая эффективность К. д. первой группы определяется увеличенной по сравнению с двигателями исходных типов разностью температур источника энергии и холодильника в обоих циклах и увеличением суммарной степени повышения давления в цикле. Поэтому, например, в РТД, благодаря повышению давления в генераторном цикле и росту термического коэффициента полезного действия η по сравнению с соответствующими значениями тех же величин в турбореактивном двигателе, можно уменьшить габаритные размеры и массу, а благодаря увеличению полётного коэффициента полезного действия по сравнению с коэффициентом полезного действия ракетного двигателя — повысить полный коэффициент полезного действия (см. Коэффициент полезного действия реактивного двигателя). По способам передачи энергии от генераторного цикла основному различают: К. д. с отбором механической работы, но без отбора теплоты, то есть без смешения рабочих тел, участвующих в циклах, и без теплопередачи от генераторного цикла основному (турбореактивный двухконтурный двигатель, турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажом во II контуре, РТД вентиляторного типа, РТД с раздельными газогенераторным и основным контурами и т. д.); К. д. с отбором теплоты, но без отбора механической энергии от генераторного цикла к основному, то есть двигатели замкнутых схем с теплообменом между генераторным и основным циклами (атомный ТРД, двигатель внешнего сгорания с регенерацией теплоты и др.); К. д. с отбором механической работы и тепловой энергии от генераторного цикла для основного, то есть со смешением рабочих тел, участвующих в циклах, либо К. д. без смешения потоков, но с передачей механической работы и теплоты от генераторного цикла основному через турбокомпрессор и теплообменник или в процессе смешения (турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков, РТД со смешением потоков, РТД «пароводородной» схемы с приводом турбины от газифицированного и подогретого водорода, водородные РТД с ожижением части воздуха за компрессором, ракетно-прямоточные двигатели различных типов и т. д.). Оптимальное значение передаваемой энергии от генераторного цикла основному и способ её передачи (в виде теплоты или механической работы) для достижения максимальной экономичности этих типов К. д. в общем случае зависят от значения свободной энергии генераторного цикла, режима полёта и коэффициента полезного действия элементов.

Ко второй группе К. д. можно отнести обычные турбопрямоточные двигатели, в которых затурбинная камера сгорания на турбокомпрессорном режиме играет роль форсажной камеры с дожиганием топлива в цикле турбореактивного двигателя с форсажной камерой или турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой, а на прямоточном режиме служит камерой сгорания бескомпрессорного прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД). К этой группе также относятся так называемые интегральные прямоточные воздушно-реактивные двигатели, в которых камера сгорания в одном диапазоне режимов полёта работает как камера сгорания ракетного двигателя твёрдого топлива, а в другом (после выгорания твёрдого топлива) — как камера сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Основные особенности параметров и характеристик К. д. этой группы обусловлены особенностями рабочего процесса двигателей исходных циклов в соответствующих условиях полёта, а также условиями перехода с одного режима на другой. Преимущества К. д. этой группы — возможность уменьшения габаритных размеров и массы по сравнению с соответствующими параметрами смешанной двигательной установки, состоящей из устанавливаемых на летательном аппарате двигателей двух типов, реализующих исходные циклы.

Р. И. Курзинер.