Эффективность применения изотермического расширения в турбине гтд различных схем Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

ISSN 1992-6502 (Print)_

2016. Т. 20, № 1 (71).С. 108-115

Ъъомшс

ISSN 2225-2789 (Online) http://journal.ugatu.ac.ru

УДК 621.452

Эффективность применения изотермического расширения

в турбине ГТД различных схем

м. а. Мураева1, и. м. Горюнов2, в. ф. Харитонов3

1marija_muraeva@rambler.ru, 2gorjunov@mail.ru, 3vkhariton@yandex.ru

ФГБОУ ВО «Уфимский государственный авиационный технический университет» (УГАТУ)

Поступила в редакцию 22.12.2013

Аннотация. Анализируется целесообразность применения турбины с изотермическим расширением в составе ГТД различных схем на взлетном режиме и при полете на различной высоте и скорости.

Ключевые слова: изотермическое расширение, турбина.

ВВЕДЕНИЕ

В связи с высоким уровнем совершенства авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) все более актуальной становится проблема получения термодинамических параметров, обеспечивающих улучшение эксплуатационных показателей ГТД. Если высокого значения степени повышения давления в компрессоре возможно достичь конструктивно, то температура газа перед турбиной ограничена по своей природе температурой адиабатического сгорания стехиомет-рической топливовоздушной смеси. Кроме того, высокий уровень температуры требует применения дорогостоящих жаропрочных, жаростойких материалов и приводит к повышенному уровню эмиссии оксидов азота.

Одним из направлений совершенствования ГТД как тепловой машины является применение сложных термодинамических циклов, например, цикла с изотермическим расширением в турбине [1]. Последнее предлагается осуществить путем организации подвода тепла к рабочему телу за счет сжигания дополнительного количества топлива в межлопаточном канале турбины.

В настоящей работе анализируется целесообразность применения турбины с изотермическим расширением в составе ГТД различных схем на взлетном режиме и при полете на различной высоте и скорости.

Термодинамические расчеты ГТД различных схем производились в системе имитационного моделирования DVIGwT, основанной на модульной (элементной) технологии построения расчетной модели. Методика термодинамиче-

ского расчета турбины с изотермическим расширением реализована в составе базового алгоритма модуля «Турбина газовая» в системе моделирования DVIGwT [2].

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ИЗОТЕРМИЧЕСКОГО РАСШИРЕНИЯ В ТРД(Ф)

ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ

В качестве объекта анализа рассмотрен турбореактивный двигатель (ТРД) с параметрами, близкими к параметрам ТРД для сверхзвукового беспилотного летательного аппарата (базовыми параметрами). Произведено сравнение четырех вариантов двигателя:

- ТРД с базовыми параметрами (в таблице и на рисунках ТРД);

- ТРД с форсажной камерой (ФК), имеющей температуру на выходе 2000 К (в таблице и на рисунках ТРДФг*ф=2000);

- ТРД с ФК и температурой в ФК, равной температуре на выходе из камеры сгорания (в таблице и на рисунках ТРДФг*ф = г*г);

- ТРД с изотермическим расширением в турбине.

Рассмотрены четыре варианта ТРД с изотермическим расширением в турбине:

- параметры ТРД совпадают с базовыми параметрами (в таблице и на рисунках ТРДгх);

- при сохранении температуры газа перед турбиной, равной базовой, степень повышения давления в компрессоре увеличена таким образом, чтобы удельный расход топлива двигателя с изотермическим расширением совпадал

с удельным расходом базового двигателя (в таблице и на рисунках ТРДгут*г=сопй, Суд0=сош0;

- при сохранении степени повышения давления в компрессоре, равной базовой, температура газа на выходе из камеры сгорания уменьшена таким образом, чтобы тяга ТРД с изотермическим расширением совпадала с тягой базового ТРД (в таблице и на рисунках ТРДг^сопй; Р0=сошО;

- при сохранении температуры газа как в предыдущем случае степень повышения давления увеличена таким образом, чтобы удельный расход топлива двигателя с изотермическим расширением совпадал с базовым удельным расходом топлива (в таблице и на рисунках ТРД^судо =соп*).

В табл. 1 приведены значения основных параметров рассмотренных вариантов ТРД, а также относительная разница тяги и удельного расхода топлива по сравнению с базовыми.

При неизменной температуре газа и степени повышения давления в компрессоре изотермическое расширение в турбине приводит к увеличению расхода топлива, поскольку к требуемому для поддержания температуры газа перед турбиной добавляется расход топлива, обеспечивающий изотермическое расширение. Тяга возрастает вследствие увеличения температуры и давления на срезе сопла. Давление увеличивается в результате уменьшения степени понижения давления в турбине. Последняя, в свою очередь, уменьшается в результате того, что при изотермическом расширении турбина совершает ту же работу при меньшей степени понижения давления.

При сохранении температуры газа в турбине, равной базовой, увеличение степени повышения давления в компрессоре приводит к увеличению тяги и уменьшению удельного расхода топлива. Это связано с тем, что базовая степень повышения давления является оптимальной для ТРД, а оптимальная степень повышения давления для двигателя с изотермическим расширением не достижима в статистическом диапазоне, и ее увеличение приводит к повышению эффективности цикла.

При организации изотермического расширения можно получить требуемую тягу двигателя при меньшей температуре газа в турбине. При условии сохранения базовой степени повышения давления в компрессоре температура газа для получения базовой тяги снижена на 10 %. При сохранении этой температуры, увеличение степени повышения давления приводит к снижению удельного расхода топлива, в результате при достижении базового удельного расхода топлива можно получить большую тягу при меньшей температуре газа перед турбиной.

При высокой температуре газа в форсажной камере ТРДФ позволяет получить большую тягу, чем двигатель с изотермическим расширением в турбине, но требует значительно большего расхода топлива. Однако в сравнении с ТРДФ с одинаковой температурой газа на выходе из камеры сгорания и на входе в форсажную камеру сгорания, двигатель с изотермическим расширением в турбине обеспечивает большую тягу при меньшем удельном расходе топлива.

Таблица 1

Сравнение основных параметров рассмотренных вариантов ТРД

Вариант ТРД Т*г, К Т*ф, К пк Р, кН 6Р по отношению к ТРД, % Суд, кг/кН ч бСуд по отношению к ТРД, %

ТРД 1268 - 4,53 29,00 0,0 125,3 0,0

ТРДФгф=2000 1268 2000 4,53 38,90 34,2 224,8 79,3

ТРДФгф = гг 1268 1268 4,53 30,52 5,2 145,5 16,0

ТРД* 1268 - 4,53 32,43 11,8 136,9 9,2

ТРДг^7*г=соп$1, Суд0=сопБ1 1268 - 6,55 35,45 22,2 125,3 0.0

ТРДкгск=соп$1:; Р0=сога1 1140 - 4,53 29,07 0,2 129,9 3,6

ТРД ¿Суд0=сопэ1 1140 - 5,20 30,13 3,9 125,4 0,0

СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Рассмотрим скоростные характеристики вариантов ТРД, указанных в предыдущем пункте (за исключением ТРДФг*ф=2000К в связи с несравнимо высоким уровнем параметров в рабочей точке). Закон регулирования для всех типов двигателей выбран одинаковым: физическая частота вращения ротора поддерживается постоянной и равной 95 %. В случае ТРДФ температура в форсажной камере при изменении скорости полета меняется так же, как температура на входе в турбину.

На рис. 1 представлены зависимости тяги и удельного расхода топлива рассматриваемых типов ТРД от скорости полета.

Р, кН 140

0.00 0.50

Суд, кг/кН 320

1.00 1.50

а

2.00

2.50

—ТРД

ТРДэ —ТРДФт*ф=т*г -*-ТРД1з Т*г0=СОП5(, суд0=согш1 —•~ТРД<5 ТТ*к0=СОП51 Р=сопб1

-ТРД1Э судО=сопз(

б

Рис. 1. Зависимость тяги (а) и удельного расхода топлива (б) различных типов ТРД от числа Маха полета

С увеличением скорости полета эффективность ТРД с изотермическим расширением и базовыми параметрами по сравнению с базовым ТРД увеличивается. Тяга ТРД с изотермическим расширением все более преобладает над тягой ТРД, разница между удельными рас-

ходами сокращается. При числе Маха полета 1,8 удельный расход топлива двигателя с изотермическим расширением и параметрами, равными базовым, становится равным удельному расходу ТРД. Увеличение эффективности двигателя с изотермическим расширением связано с увеличением суммарной степени повышения давления при увеличении скорости полета, приводящим к повышению эффективности цикла. На эффективность ТРД рост числа Маха полета влияет отрицательно: суммарная степень повышения давления становится выше оптимальной.

При равенстве удельного расхода топлива и температуры газа перед турбиной в рабочей точке базовым значениям, тяга двигателя с изотермическим расширением преобладает над тягой ТРД во всем диапазоне скоростей полета. Максимальное превышение имеет место при числе Маха полета более 1,25. Удельный расход топлива двигателя с изотермическим расширением при этом меньше удельного расхода топлива ТРД при любом, отличном от нуля числе Маха полета.

Равенство удельных расходов топлива при уменьшенной температуре газа перед турбиной и увеличенной степени повышения давления в компрессоре сохраняется при числе Маха полета от нуля до 1,7, при большей скорости полета удельный расход двигателя с изотермическим расширением меньше удельного расхода ТРД. Температура газа перед турбиной двигателя с изотермическим расширением меньше температуры газа ТРД вплоть до числа Маха полета 1,9 (рис. 2).

Т*г,К 1300 1250 1200 1150 1100 1050 1000 950 900

850

г**

ч

n

ТТДе тг'й^соге!. И) ахкй n

—ТЩеЦ --1-1- П0=сап51 - —i—

О 0,25 0,5 0,75 1 1,25 1,5 1,75 2 2,25 2,5

МП

Рис. 2. Зависимость температуры газа перед турбиной от числа Маха полета

В случае равенства суммарной степени повышения давления и тяги в рабочей точке базовым значениям, тяга ТРД с изотермическим расширением превышает тягу ТРД при числе Маха полета более 0,75. Удельный расход топлива двигателя с изотермическим рас-

ширением больше удельного расхода топлива ТРД при числе Маха полета до двух, далее наблюдается обратная закономерность. Температура газа перед турбиной двигателя с изотермическим расширением меньше температуры газа ТРД во всем диапазоне скоростей полета.

Тяга двигателя с изотермическим расширением больше тяги ТРДФ, а удельный расход меньше во всем диапазоне скоростей полета. Это связано с тем, что в двигателе с изотермическим расширением горение происходит при большем давлении, а значит, способствует повышению эффективности цикла (рис. 3).

Р, кН

35

Рис. 3. Сравнение цикла ТРДФ и цикла с изотермическим расширением при одинаковой температуре в основной и форсажной камерах сгорания

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Результаты расчета высотных характеристик приведены для ТРД с адиабатическим и изотермическим расширением с базовыми параметрами (рис. 4). Результаты расчета для остальных, рассматриваемых ранее, типов двигателя не приводятся, поскольку тенденции протекания зависимостей соответствуют описанным ниже. Закон регулирования для обоих типов двигателей выбран одинаковым: приведенная частота вращения ротора поддерживается постоянной.

Из рис. 4 видно, что с увеличением высоты полета разница между тягой ТРД с адиабатическим и изотермическим расширением сокращается. Зависимости удельного расхода топлива от высоты полета для ТРД с адиабатическим и изотермическим расширением протекают практически эквидистантно.

30 25 20 15 10 5 0

I

• и Д -в-ТРШк

5000 10000 15000 20000

25000 Н, м

Суд, кгУкНч 145

л -•-1ГЦ

1 Ч -*-

Ч N

\

5000

10000 15000

б

20000

25000 Н, м

Рис. 4. Зависимость тяги (а) удельного расхода топлива (б) различных типов ТРД от высоты полета

ЭФФЕКТИВНОСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ ИЗОТЕРМИЧЕСКОГО РАСШИРЕНИЯ В ТРДД(Ф)

ВЗЛЕТНЫЙ РЕЖИМ

В качестве объекта анализа рассмотрен ТРДД с параметрами, близкими к параметрам ТРДД для сверхзвукового многофункционального истребителя поколения 4+, а также с параметрами, близкими к параметрам двигателя пятого поколения, для оценки эффективности применения изотермического расширения при различных термодинамических параметрах рабочих процессов. Далее по тексту параметры двигателя поколения 4+ называются базовыми низкими, а пятого поколения - базовыми высокими. Произведен анализ параметров шести вариантов двигателя:

- ТРДД с базовыми параметрами (на рисунках и в таблице ТРДД4+; ТРДД5);

- ТРДД с общей форсажной камерой и с температурой газа на выходе форсажной камеры 2060 К (на рисунках и в таблице ТРДДФ4+);

а

- ТРДД с общей форсажной камерой и с температурой газа на выходе форсажной камеры, равной температуре газа на входе в турбину (на рисунках и в таблице ТРДД4+г*ф=г*р; ТРДД5 г*Ф=Г*Р);

- ТРДД с изотермическим расширением в ТВД (на рисунках и в таблице ТРДД4+ твд;*; ТРДД5 твд*);

- ТРДД с изотермическим расширением в ТНД (на рисунках и в таблице ТРДД4+ тндг*; ТРДД5 тнд*);

- ТРДД с изотермическим расширением как в ТНД, так и в ТВД (на рисунках и в таблице ТРДД4+ твдг*+тндг*; ТРДД5 твдгз+тндг*).

Также приведены результаты термодинамического расчета на взлетном режиме двигателя с изотермическим расширением в ТВД и базовыми высокими параметрами при уменьшенной до такого уровня температуре газа перед турбиной, что тяга двигателя равна базовой высокой (на рисунках и в таблице ТРДД5 твдг*р=оошО.

В табл. 2 и 3 приведены значения основных параметров рассмотренных вариантов ТРДД.

Как и в случае ТРД, при неизменной температуре газа и степени повышения давления в компрессоре, теплоподвод к турбине приводит к увеличению удельного расхода топлива и увеличению тяги. Причем в случае ТРДД с высокими и низкими базовыми параметрами эти величины увеличиваются в примерно одинаковой степени (тяга на 101,32 и 98,5 %, удельный расход топлива на 29,40 и 28,37 % в случае подвода тепла как в ТВД, так и в ТНД).

В отличие от ТРДФ, ТРДДФ позволяет получить значительно большую тягу, чем двигатель с изотермическим расширением как в случае высокой температуры газа в форсажной камере, так и в случае равенства температур в форсажной и основной камере сгорания. Это связано с тем, что тепло в турбине двухконтурного двигателя подводится лишь к части газа, определяемой степенью двухконтурности, а в форсажной камере тепло подводится ко всему объему газа.

Таблица 2

Сравнение параметров различных типов ТРДД поколения 4+

Вариант ТРД Т*г, К Т*Ф, К якнд пквд Р, кН бР по отношению к ТРДД4+, % Суд, кг/кН ч бСудпо отношению к ТРДД4+, %

ТРДД4+ 1660 - 3,54 6,46 80,27 - 77,78 -

ТРДДФ4+ 1660 2000 3,54 6,46 127,19 58,5 177,60 128,3

ТРДДФ4+ Т*Ф=Т*г 1660 1660 3,54 6,46 112,14 39,7 144,15 85,3

ТРДД4+ ТВД. 1660 - 3,54 6,46 94,71 18,0 90,40 16,2

ТРДД4+ ТНД. 1660 - 3,54 6,46 87,58 9,1 88,43 13,7

ТРДД+твдв+тндк 1660 - 3,54 6,46 101,35 26,3 99,85 28,4

Таблица 3

Сравнение параметров различных типов ТРДД поколения 5

Вариант ТРД Т*г, К Т*ф, К пкнд пквд Р, кН бР по отношению к ТРДД5, % Суд, кг/кН ч бСудпо отношению к ТРДД5, %

ТРДД5 1950 - 4,25 9,00 101,32 - 78,8 -

ТРДД57*ф=г»г 1950 1950 4,25 9,00 144,49 42,6 142,00 81,4

ТРДД5 ТВД* 1950 - 4,25 9,00 118,49 16,9 92,89 18,6

ТРДД ТНД» 1950 - 4,25 9,00 109,49 8,1 87,99 12,4

ТРДД5 ТВДк+ТНДк 1950 - 4,25 9,00 125,94 24,3 101,32 29,4

ТРДД5 ТВД1*Р=согЫ 1610 - 4,25 9,00 101,12 0,0 80,48 2,1

Изотермическое расширение в ТВД двух-контурного двигателя позволяет получить требуемую тягу двигателя при меньшей на 17 % температуре газа на входе в ТВД. Следует отметить, что температура газа в СА ТНД, при сохранении неизменными расходов воздуха на охлаждение, увеличилась на 24 К, что составляет 1,6 % от исходной величины.

СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

На рис. 5, 6 представлена зависимость тяги и удельного расхода топлива рассматриваемых типов ТРДД от числа Маха полета. Закон регулирования для всех типов двигателей выбран одинаковым: при числе Маха полета до 1,1 (для ТРДД с низкими параметрами) и до 1 (для ТРДД с высокими параметрами) постоянной поддерживается частота вращения ротора вала низкого давления, а при большем числе Маха полета - температура газа перед ТВД.

Р, кН 500

Суд, кг/кН 250

200 150 100 50 0

—ТРДД4+ —-ТРДД4+ твд —ТРДД4+ тнд

—|—ТРДД4+ тнд+твд -ТРДД4+ т*ф=2060К ТРДД4+ т*ф=т*г

0.0

0.5

1.0

1.5

2.0

б

2.5 Мп

Рис. 5. Зависимость тяги (а) и удельного расхода топлива (б) ТРДД с низкими параметрами от скорости полета

Р, кН 450

-ТРДД5 —ТРДД5 твд -*-ТРДД5 тнд

-ТРДД5 тнд+твд

—ТРДД5 т*ф=т'г ---ТРДД5 ТВДич р-со^

1.0 1.5

а

Суд, кг/кН ч

~•— ТРДД5 —■— ТРДД 5 твд —а— ТРДЦ5 тнд

-ТРДД5 тнд+твд

-е-ТРДД5 т*ф-т*г --ТРДД5 ТВД1э Р=соб(

0.0

0.5

1.0

1.5

2.0

б

2.5 Мп

Рис. 6. Зависимость тяги (а) и удельного расхода топлива (б) ТРДД с высокими параметрами от скорости полета

Качественно зависимость тяги и удельного расхода топлива от скорости полета совпадает с полученной в случае ТРД. С увеличением скорости полета тяга двигателей с изотермическим расширением все более преобладает над тягой базового двигателя, разница между удельными расходами сокращается. Наименее эффективно применение изотермического расширения только в ТНД, в этом случае увеличение тяги минимальное, а удельный расход топлива близок к удельному расходу топлива двигателя с изотермическим расширением только в ТВД. Такая тенденция связана с тем, что горение в ТНД происходит при меньшем давлении, чем в ТВД, а значит, снижается эффективность термодинамического цикла (рис. 7).

В отличие от ТРДФ тяга ТРДДФ больше тяги двигателей с изотермическим расширением во всем диапазоне скоростей полета. Как было отмечено, это связано с тем, что тепло в турбине двухконтурного двигателя подводится лишь

к части газа, определяемой степенью двухкон-турности, а в форсажной камере тепло подводится ко всему объему газа.

т.к

Р'пв /Ш

А$ Л ж/(к г К)

цикл ТРИ И с адиабатическим расширением

_ цикл ТРМ с изотермическим расширением Ь ТВ И

_цикл ТРЛН с изотермическим

расширением д ТНД

Рис. 7. Сравнение циклов ТРДД с изотермическим расширением в ТВД и ТНД

Кривые зависимостей тяги и удельного расхода топлива в случае двигателя с изотермическим расширением с уменьшенной температурой газа в турбине протекают близко к кривым для ТРДД. Тяга двигателя с изотермическим расширением больше тяги ТРДД в среднем на 3,2 %, причем тем больше, чем больше скорость полета. Удельный расход двигателя с изотермическим расширением больше удельного расход ТРДД в среднем на 2,8 %. Температура газа на входе в ТВД двигателя с изотермическим расширением при этом меньше температуры газа на входе в ТВД ТРДД в среднем на 16,5 %, а температура газа на входе в ТНД двигателя с изотермическим расширением больше температуры газа на входе в ТНД ТРДД в среднем на 2,41 % (39 К).

ВЫСОТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

Рассмотрим протекание высотных характеристик ТРДД с низкими базовыми параметрами и с изотермическим расширением в ТВД и ТНД (рис. 8).

Закон регулирования для обоих типов двигателей выбран одинаковым: приведенная частота вращения ротора низкого давления поддерживается постоянной.

Из рисунков видно, что, как и в случае ТРД, с увеличением высоты полета разница между тягами рассматриваемых типов двигателей сокращается, а зависимости удельных расходов от высоты полета протекают практически эквидистантно.

Н,м

а

Суд. кг/кН

-•-ТРДД4+ -ТРДД4+

тнд+твд

О 5000 10000 15000 20000 2500

Н. М

б

Рис. 8. Зависимость тяги (а) удельного расхода топлива (б) ТРДД от высоты полета

ВЫВОДЫ

Как для ТРД, так и для ТРДД тяга двигателя с изотермическим расширением выше тяги двигателя с адиабатическим расширением во всем диапазоне высот и скоростей полета, причем выигрыш в тяге двигателя с изотермическим расширением тем выше, чем меньше высота и больше скорость полета. При одинаковых параметрах цикла на дозвуковом режиме полета применение изотермического расширения в турбине приводит к увеличению удельного расхода топлива, на сверхзвуковом режиме двигатель с изотермическим расширением дает выигрыш как в тяге, так и в удельном расходе топлива.

Чем больше степень повышения давления и меньше степень двухконтурности, тем значительнее преимущество двигателя с изотермическим расширением в турбине. При правильном выборе параметров можно получить двигатель с большей, по сравнению с базовым двигателем, тягой, меньшим удельным расходом топлива и меньшей температурой газа перед турбиной.

Выполненный анализ позволяет сделать заключение, что двигатель с изотермическим расширением в турбине наиболее целесообразно применять для самолетов военного и гражданского назначения со сверхзвуковой крейсерской скоростью полета и небольшой степенью двухконтурности. Изотермическое расширение в турбине ТРД при правильном выборе параметров целесообразно применять и на дозвуковых режимах полета. В наземных ГТД изотермическое расширение в турбине может применяться для снижения уровня эмиссии как способ достижения требуемой мощности при меньшей температуре газа в турбине.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Мураева М. А., Горюнов И. М., Харитонов В. Ф. Цикл ГТД с изотермическим расширением в турбине // Вестник УГАТУ. 2015. Т. 19, № 2 (68). С. 111-118. [ M. A. Muraeva,

1. M. Gorjunov, V. F. Kharitonov, "GTE (gas turbine engine) cycle with isothermal expansion in turbine," (in Russian), in Vestnik UGATU, vol. 19, no. 2 (68), pp. 111-118, 2015. ]

2. Мураева М. А., Горюнов И. М., Харитонов В. Ф. Термодинамические основы изотермического расширения и методика расчета турбины ГТД с изотермическим расширением // Вестник УГАТУ. 2015. Т. 19, № 3 (69). С. 111-118. [ M. A. Muraeva, I. M. Gorjunov, V. F. Kharitonov, "Thermodynamic foundations of isothermal expansion and methods of turbine GTE (gas turbine engine) calculation with isothermal expansion," (in Russian), in Vestnik UGATU, vol. 19, no. 3 (69), pp. 111-118, 2015. ]

ОБ АВТОРАХ

МУРАЕВА Мария Алексеевна, асп. каф. авиац. двигателей. Дипл. инж. (УГАТУ, 2013). Готовит дис. об изотерм. подводе тепла в турбине авиац. ГТД.

ГОРЮНОВ Иван Михайлович, проф. каф. авиац. двигателей, зав. НИЛ САПР-Д. Дипл. инж.-мех. (УАИ, 1974). Д-р техн. наук по тепл. двиг. ЛА (УГАТУ, 2007). Иссл. в обл. автоматиз. проектир., доводки, изгот. и экспл. ГТД и ЭУ.

ХАРИТОНОВ Валерий Федорович, доц. каф. авиац. двигателей, вед. науч. сотр. НИЛ САПР-Д. Дипл. инж.-мех. по авиац. двигателям (УАИ, 1971). Канд. тех. наук по тепл. двиг. ЛА (МАТИ им. К. Э. Цилоковского, 1978). Иссл. в обл. моделир. и проектир. камер сгорания ДЛА.

METADATA

Title: The efficiency of use of isothermal expansion in GTE (gas turbine engine) turbine of various schemes Authors: M. A. Muraeva1, I. M. Gorjunov2, V. F. Kharitonov3. Affiliation: Ufa State Aviation Technical University (UGATU), Russia.

Email: 1marija_muraeva@rambler.ru, 2gorjunov@mail.ru,

3vkhariton@yandex.ru. Language: Russian.

Source: Vestnik UGATU (scientific journal of Ufa State Aviation Technical University), vol. 20, no. 1 (71), pp. 108-115, 2016. ISSN 2225-2789 (Online), ISSN 1992-6502 (Print). Abstract: They analyze the expediency of use of turbine with isothermal expansion as part of GTE of various schemes at take-off regime and during the flight at various height and speed. Key words: Isothermal expansion; turbine. About authors:

MURAEVA, Marija Alekseevna, Postgrad. Student, Dept. of Aircraft Engines. Dipl. Engineer (UGATU, 2013). GORJUNOV, Ivan Mikhailovich, Prof., Dept. of Aircraft Engines. Dipl. Mechanic Engineer (UAI, 1974), Dr. of Tech. Sci. (UGATU, 2007).

KHARITONOV, Valeriy Fedorovich, Ass. Prof., Dept. of Aircraft Engines. Dipl. Mechanic Engineer (UAI, 1971), Cand. of Tech. Sci. (MATI, 1978).