CC BY
8УДК 629.7.036.3
DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-53-59
ПРИМЕР ИСПОЛЬЗОВАНИЯ КОМПРЕССОРА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ, ОСВОЕННОГО В ПРОИЗВОДСТВЕ И ИМЕЮЩЕГО ХОРОШИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, В ПРОЕКТЕ НОВЫХ ИЗДЕЛИЙ
А. В. Грехнев
Филиал ПАО «ОДК-Сатурн» — Омское моторостроительное конструкторское бюро», Россия, 644021, г. Омск, ул. Богдана Хмельницкого, 283
При разработке нового газотурбинного двигателя много времени и материальных средств расходуется на проектирование и испытания компрессора, который является наиболее сложной и трудоемкой сборочной единицей двигателя. Параметры компрессора определяют основные данные двигателя.
В данной статье показано возможное применение компрессоров двигателей, разработанных в отрасли, в проектах новых турбореактивных двигателей и газотурбинных генераторов сжатого воздуха. Проведен сравнительный анализ идеальных циклов турбореактивного двигателя с форсажной камерой и турбореактивного двигателя с высокотемпературной камерой сгорания. Показано преимущество схемы двигателя с высокотемпературной камерой сгорания перед схемой турбореактивного двигателя с форсажной камерой. Высокая скорость истечения газов из реактивного сопла двигателя с высокотемпературной камерой сгорания позволяет применять данную схему двигателя для изделий со сверхзвуковой скоростью полета.
Ключевые слова: турбореактивный двигатель, компрессор, турбина, основная камера сгорания, высокотемпературная камера сгорания, форсажная камера, реактивное сопло, идеальный цикл двигателя.
s >
N1
О s
K о E н T ^ >0 z р
С К
о S îÉ
Введение
Современные турбореактивные двигатели достигли существенного повышения своего технического совершенства, однако множество исследователей ищут пути их улучшения. Наиболее перспективным является совершенствование их термодинамического цикла. Ещё в работе [1] предлагалось использовать отдельные высокотемпературные камеры сгорания, в которые подается воздух из компрессора, с выходными каналами и соплами. В настоящее время предлагается множество способов повышения термодинамической эффективности циклов турбореактивных двигателей, например в работах [2, 3] рассматривается повышение мощности турбореактивного двигателя с помощью инжекции воды во входное устройство. В статье [4] рассматривается повышение эффективности авиационных турбореактивных двигателей за счёт применения рекуператора.
В работе [5] предложен способ увеличения полезной работы и коэффициентов полезного действия, основанный на использовании внутренних циклов. В ряде работ предлагают усовершенствование двигателя применением изотермического расширения в турбине [6 — 8]. В исследованиях зарубежных авторов широко представлены двигатели с межступенчатой турбинной горелкой [9, 10]. Все эти способы на практике редко приводят к значительному эффекту, либо требуют применения дорогостоящих материалов и значительного усложнения конструкции двигателя. В данной работе мы увидим, как на основе имеющихся многолетних наработок получить двигатель совершенно нового типа, применив незначительные доработки имеющейся конструкции.
Сравнение идеальных циклов турбореактивного двигателя с форсажной камерой с турбореактивным двигателем с высокотемпературной камерой сгорания
Рассмотрим идеальный цикл турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДФ), представленного на рис. 1. Цикл, который показан на рис. 2, хорошо известен [1; 11 — 13] и представляет собой совокупность двух циклов при р = соп81;: основного цикла ТРД (0-2-3-5) и форсажного цикла (4-4ф-5ф-5).
Рис. 1. Схема ТРДФ с компрессором КВД двигателя, разработанного в отрасли: 1 — компрессор; 2 — турбина; 3 — камера сгорания для турбины; 4 — камера сгорания форсажа; 5 — реактивное сопло Fig. 1. The augmented turbojet engine configuration with HPC compressor of the industry-developed engine:
1 — œmpressor; 2 — turbine; 3 — combustor; 4 — augmentor; 5 — jet pipe
Рис. 2. Идеальный цикл двигателя ТРДФ Fig. 2. The ideal cycle of an augmented turbojet engine
Добавление форсажного цикла к основному увеличивает полезную работу суммарного цикла:
Ы. = I +
осн ф
Из Р-У диаграммы видно, что основной цикл имеет более высокую степень сжатия, чем форсажный, поэтому у него более высокий термический КПД:
PP
= 1 - ■
>ТЪ ф = 1 - ■
k-1
I, k
где Р2 — давление за компрессором, Р4 — давление в форсажной камере* 1]( — термическьй КПД основного цикла, пф — термический КПД форсажного цикла.
Теперь рассмотрим идеальный цикл турбореактивного двигателя с высокотемпературной камерой сгорание (ТКДВК), пр едставленного на рис. 3. Данный цисл (рис. 4) также представляет собой совокупность двух циклов при р = сопв1:: основного цикла ТРД (0-2-3-5) и цикла высокотемпературной камеры сгорасия (3-4вс-5вк-5).
Добавление цикла высокотемпературной камеры сгорания к осьовному та5же увеличивает полезную работу суммарного цикла, однако в большей степени, поскольку его лолезная работа представляет собой площадь загптлиховгнной области (3-4вк-5вк-5), а термический КПД равен термическому КПД основного цл ялв, лолкольку во ре ние происходит при давлении Р2.
Объект исследования
На рис. 3 показана схема турбореактивного двигателя с компрессором двигателя, яаоработанного в отрасли, кооскетсквуюкцая питенту Я1И 2 418 969 — автор Грехнев А. В. [14].
Турбина * и реакт вное сопло двигателя выполнены с отдельным выходом газов, что обеспечивает наличие в высокотемюееаткрной камере сгорания перед соплом давление воздуха, равное выходящему из компрессора. Размещение выхода газов из турбины в эжектицуеаой чамеа пнеока ^чи-вает перепад давления на турбине и ведёт к увеличению ее энергии.
Рис. 3. Схема ТРДВК [14] с компрессором КВД двигателя, разработанного в отрасли: 1 — компрессор; 2 — турбина; 3 — камера сгорания для турбины; 4 — камера сгорания для реактивного сопла; 5 — сопло турбины; 6 — реактивное сопло Fig. 3. The turbojet engine with a high-temperature combustor configuration [14] with HPC compressor of the industry-developed engine: 1 — compressor; 2 — turbine; 3 — combustor; 4 — augmentor; 5 — turbine nozzle; 6 — jet pipe
Максимальное расширение газов в турбине соответствует максимальной энергии турбины. Передача этой энергии компрессору приводит к уменьшению количества воздуха, поступающего в камеру сгорания турбины и увеличению количества воздуха для высокотемпературной камеры сгорания перед реактивным соплом в сравнении с обычной схемой двигателей.
Математическая модель
Расчёт ведётся по параметрам заторможенного потока в характерных сечениях двигателя.
Определение параметров воздуха на входе в компрессор
Для заданного значения Н (высота полёта) определяются давление Рн и температура ТН окружающей среды, а также скорость звука на данной высоте а. В соответствии с заданной величиной МП (число Маха полёта) и типом входного устройства выбираем величину ош.
Полное давление на входе в компрессор определим как
> кф =
PP
P
0
1
k-1
К
k
К
2 3 Ш Т Tiф
Тз
Т2
О 5 5L )К т '0
Рис. 4. Идеальный цикл двигателя ТРДВК Fig. i. The ideal cycle of a turbojet engine with a high-temperaturecombustor
Я Й
n IS
?i о и
О О 2 н T ^ >О
Я >
k - a
• м.
а температура тор мо kite ьиь
Тв о Тн • I - + ) • ММ . | .
При использовании газодинамидес-их функций эти уравнеркк будут имьть виь
ь* g ^М^ и р: g
и(ум)
1(Уу
гдо Ум g f(Mn); и(у„) - уа - Оу-у У2у )0i ' ; т(Уу
-Оа - гПу^В™-
Скорость поуётд on:]|g<^))-gio\iai]yi по форму-е
где ср • ТО и срп • Т — теплосодержание газа и топлива в I-м сечении; Ни — низшая удельная теплота сгорания т оплива; пг— коэффициент полноты сгор а ния топлива в камере сгорания.
Расход воздуха реактивного сопла является частью известного расхода воздуха компрессора. Эту часть находим из условий равенства работ сжатия воздуха в компрессоре и полного расширения газов в турбине (при проходе через нее только частр от общего расхода через компрессор).
ЬК= ЬТ-Х для одного килограмма воздрга , проходящего через компрессор в секунду, где Х — часть
воздуха, проходящего через турбину, X е . Часть
воздуха, проходящего через реактивное сопло У = = 1— X. Расход газа через реактивное сопло Сс = С У.
БК
Следовательно, для ТРДВК
Яттгв
c р ■т*
-Ср • ТК
Hu -Чг~ Срп ■ T* + Срп ■ T0
• X
Я Е
< К
О О
Vn - М„ • а
Опркдолепие парамлтров вмедука нвр вхдре в крмеру саорания
Давление за азомпр ее со ром от ределям м по ф ор-муле
Определение параметре в газ а за турб и н ой
Задаёмся значением м* , то гда полное давление за турбиной будет
* = £ •
Темперртур¡а вокдзха ка компрессором
1 п -
ЬлУ Л
уе ь - а
Во
Определяем температвру каза зх турбиоой
Вт В т
Р з
Р з
• Вв
Парамотры газа перем тур биной
Определзззие парамртров газовоiro потока перед роакти вным сопло or
Задаём значеьке ивмпературы гоза р'г , давление определяем по формуле
где аКС — по тери в камере сгоо ани я -
Относительный расход топаива опредпляется: для ТРДФ
Рйрр к
ср • йг- ср • йв
Та • Вг - Срз ■ йГ П 0рз ■ й0
Температура газа перед соплом: для ТРДФ тф а ГЗЗЗК ; для ТРДВК Твк а ГЗЗЗ К.
ДавлениФ гааа паред раактивным соклом : длятрдф рфф> а р; • рф; для ТРДВК Рвк а РК • Рвк,
где аф и нВк — кокффшнденты висстанивленкя полного давления.
Находим етносивеффный раехтк т^:к,(кифт для ТРДФ
o
Т к р •
1 в 1 в
3 к 3 • и
г г к в в.С
Таблица 1. Сравнение параметров ТРДФ и ТРДВК
Table 1. Comparisonof the parametersof an augmented turbojet engine and a turbojet engine with a high-temperature combustor
Схема двигателя q-гъ cc, м/с P , м/с P, Н C , кг/Н-ч
ТРДФ 0,0524 1401 737 3979 0,256
ТРДВК 0,0326 1626 941 5081 0,125
c ■ т * - c T * L р _ Ф L р тТ +- ■ ■ Щр„ T** ■ф -c P„'T ) для ТРДВК
Ни-Пф - cP„ ■ ТФ + cp„ • 70
Я.тфъ = Я.ТТФ ЯТФ■
для ТРДВ Т
Q гвв
Hu ■ Фвк - Срп ■ ТВК + Ср„ ■ T
[ тЕщ. = [ТТВК + [ТВК.
■Y
Коэффициент итмененит массы для ТРДФ
для ТРДК К
Ттф Н + ■IJTK, ,
РкКК 1 Ь С[ TEES'
акР = 2 •
2 •■
Определение уд ельной тяги и удельного расхода топлива
Удельную тягу в случае полного расширения определяем по формуле
P = Р - с - VП,
уд 'Г с П
а удельный расход топлива — из уравнения 3600 • q
Суд =
P.„
Определенив скорости истечения из реактивного сопла
Будем рассматривксь реактивное сопло с полным расширением.
Располагаемый пср^п^г^рс дакления на реактивном сопле равен: для ТРДФ
для ТРДВК
Сравнительный анализ параметров ТРДФ и ТРДВК
Для сравнительного анализа параметров ТРДФ и ТРДВК, представленных на рис. 1 и рис. 3, выполнен расчет на режиме работы: Н = 11 км, VП = = 2,5 М, где H — высота полёта, VП — скорость полёта, M — число Маха.
Данные компрессора: Gnр = 2,4 кг/с, пк = 5,4, Т = 0,8, где Gnр — приведенный расход воздуха че-р ез компе ее сор, Пк — степень повышения давления в ко мпрессо ре, Т| — адиабатический КПД компрессора.
Выполнен расчёт основных параметров ТРДФ и ТРДВК для одинаковых условий работы с одним и тем же компрессором по представленной выше атематической модели.
P
_ _ ВК
Скорость истеченик из реактивного сопла определяем с помощью газодинамических функций
с = X ф а ,
с сид с кр'
где Хид — идеальная приведенная скорость, которая определяется по газодинамической функции; ф — коэффициент скор ости реактивного сопла; акр — критическая сккфи сть свука, м/с;
в^ „) ь ^ .
якс
В зависимости от заданного значения kг, критическая скорость звука акр определяется по уравнениям: для ТРДФ
kr +1
Рис. 5. Схема ВСУ с компрессором КВД двигателя, разработанного в отрасли: 1 — компрессор; 2 — турбина; 3 — камера сгорания; 4 — выхлопное сопло турбины; 5 — канал движения сжатого воздуха потребителю Fig. 5. The auxiliary power unit configuration with HPC compressor of the industry-developed engine: 1 — compressor; 2 — turbine; 3 — combustor; 4 — jet exhaust; 5 — compressed air flow channel to the consumer
k
г
• R I
а
кр
kr +1
k
г
56
Результаты расчёта представлены в табл. 1.
Заключение
Сжигание топлива в (высокотемпературной) камере сгорания перед реактивным соплом в воздухе с давлением и температурой за компрессором позволяет максимально увеличить величину подводимой энергии за счет высокого давления и увеличенного подогрева газов. Увеличение энергии газов в реактивном сопле приводит к увеличению их скорости истечения из сопла и увеличению тяги двигателя. При этом увеличивается термический коэффициент полезного действия и уменьшается расход топлива.
Высокая скорость истечения газов из реактивного сопла способствует применению двигателя для изделий со сверхзвуковой скоростью полета.
На рис. 5 показана схема возможного генератора сжатого воздуха с компрессором двигателя Омского моторостроительного конструкторского бюро.
Компрессор содержит осевую и диагональную ступени, имеет высокий коэффициент полезного действия, большой запас устойчивой работы и малую массу.
Генератор сжатого воздуха с данным компрессором, выполненный по схеме рис. 5, способен поставлять потребителю до 1,8 кг в секунду с давлением 0,5 МПа при температуре 460 К.
Данный генератор сжатого воздуха может найти применение для самолетов, морских судов и для отряда службы чрезвычайных ситуаций.
Список источников
1. Стечкин Б. С., Казанджан П. К., Алексеев Л. П. [и др.]. Теория реактивных двигателей. Рабочий процесс и характеристики. Москва: Гос. изд-во оборонной промышленности, 1958. 534 с.
2. Никитин И. С., Магдин А. Г., Припадчев А. Д., Горбунов А. А. Повышение мощности турбореактивного двигателя с помощью охлаждения воздуха на входном устройстве // Вестник Московского авиационного института. 2021. Т. 28, № 3. С. 13-138. БОН 10.34759/УБ1-2021-2-130-138.
3. Пат. 2645373 Российская Федерация, МПК Б 02 К 3/02. Турбоэжекторный двигатель и способ его регулирования / Письменный В. Л. № 2016119202; заявл. 17.05.16; опубл. 21.02.18. Бюл. № 6.
4. Омар Х. Х., Кузьмичёв В. С., Ткаченко А. Ю. Повышение эффективности авиационных двухконтурных турбореактивных двигателей за счёт применения рекуператора // Вестник Московского авиационного института. 2020. Т. 27, № 4. С. 133-146. БОН 10.34759^-2020-4-133-146.
5. Письменный В. Л. Двухконтурный турбореактивный двигатель // Известия высших учебных заведений. Машино-
строение. 2019. № 6. С. 50-59. DOI: 10.18698/0536-1044-20196-50-59.
6. Мураева М. А., Горюнов И. М., Харитонов В. Ф. Цикл ГТД с изотермическим расширением в турбине // Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. 2015. Т. 19, № 2. С. 111-118.
7. Мураева М. А., Горюнов И. М., Харитонов В. Ф. Термодинамические основы изотермического расширения и методика расчета турбины ГТД с изотермическим расширением // Вестник Уфимского государственного авиационного технического университета. 2015. Т. 19, № 3. С. 111-118.
8. Мураева М. А., Горюнов И. М. Совершенствование газотурбинного двигателя за счёт организации изотермического расширения в турбине // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2017. Т. 16, № 1. С. 51-61. DOI: 10.18287/2541-7533-2017-16-151-61.
9. Thornburg H., Sekar B., Zelina J., Greenwood R. Numerical Study of an InterTurbine Burner (ITB) Concept with Curved Radial Vane // 45th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. Reno, Nevada. 2007. DOI: 10.2514/6.2007-649.
10. Yin F., Rao G. A. A review of gas turbine engine with interstage turbine burner // Progress in Aerospace Sciences. 2020. Vol. 121. 100695. DOI: 10.1016/j.paerosci.2020.100695.
11. Клячкин А. Л. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей. Москва: Машиностроение, 1969. 512 с.
12. Теория и расчёт воздушно-реактивных двигателей / Под ред. С. М. Шляхтенко. Москва: Машиностроение, 1987. 568 с.
13. Казанджан П. К. Теория авиационных двигателей. Москва: Машиностроение, 1995. 317 с.
14. Пат. 2418969 Российская Федерация, МПК F 02 K 3/02. Турбореактивный двигатель / Грехнев А. В. № 2009107639/06; заявл. 03.03.09; опубл. 10.09.10. Бюл. № 25.
15. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. 5-е изд., перераб. и доп. Москва: Наука, 1976. 888 с.
ГРЕХНЕВ Андрей Владимирович, кандидат технических наук, ведущий инженер-конструктор филиала ПАО «ОДК-Сатурн» — ОМКБ», г. Омск. БРНЧ-код: 8595-0362 АиШотГО: 684442
Адрес для переписки: niov@yandex.ru
Для цитирования
Грехнев А. В. Пример использования компрессора газотурбинного двигателя, освоенного в производстве и имеющего хорошие характеристики, в проекте новых изделий // Омский научный вестник. Сер. Авиационно-ракетное и энергетическое машиностроение. 2022. Т. 6, № 4. С. 53-59. Б01: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-53-59.
Статья поступила в редакцию 29.09.2022 г. © А. В. Грехнев
UDC 629.7.036.3
DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-53-59
AN EXAMPLE OF USE OF GAS TURBINE ENGINE COMPRESSOR, WHICH HAS BEEN MASTERED IN PRODUCTION AND HAS GOOD CHARACTERISTICS IN A NEW PRODUCT PROJECT
A. V. Grekhnev
Branch of the Public Joint Stock Company «UEC-Saturn» — Omsk Engine Design Bureau, Russia, Omsk, Bogdan Khmelnitsky, 283, 644021
The development of a new gas turbine engine requires a lot of time and money spent on the design and testing its compressor, which has been shown as the most complex and time-consuming assembly unit of the engine.
This article examines the potential application of the industry-developed engine compressors in the designs of a new turbojet engine and a gas turbine compressor. The comparative analysis of the ideal cycles of an augmented turbojet engine and a turbojet engine with a high-temperature combustor is made. The advantage of the turbojet engine with a high-temperature combustor configuration over the augmented turbojet engine configuration is shown. The high rates of jet-pipe gas velocity make a turbojet engine with a high-temperature combustor suitable for supersonic cruise products. Keywords: turbojet engine, compressor, turbine, main combustion chamber, high temperature combustion chamber, afterburner, jet nozzle, ideal engine cycle.
References
1. Stechkin B. S., Kazandzhan P. K., Alekseev L. P. [et al.]. Teoriya reaktivnykh dvigateley. Rabochiy protsess i kharakteristiki [Theory of jet engines. Workflow and Specifications]. Moscow, 1958. 534 p. (In Russ.).
2. Nikitin I. S., Magdin A. G., Pripadchev A. D., Gorbu-nov A. A. Povysheniye moshchnosti turboreaktivnogo dvigatelya s pomoshch'yu okhlazhdeniya vozdukha na vkhodnom ustroystve [Turbojet engine power increasing by air-cooling at the inlet device] // Vestnik Moskovskogo aviatsionnogo instituta. Aerospace MAI Journal. 2021. Vol. 28, no. 3. P. 130-138. DOI: 10.34759/vst-2021-2-130-138. (In Russ.).
3. Patent 2645373 Russian Federation, IPC F 02 K 3/02. Turboezhektornyy dvigatel' i sposob ego regulirovaniya [Turbojet engine and method of its regulation] / Pis'mennyy V. L. No. 2016119202. (In Russ.).
4. Omar H. H., Kuz'michyov V. S., Tkachenko A. Y. Povyshenie effectivnosti aviatsionnykh dvukhkonturnykh turboreaktivnykh dvigateley za schyot primeneniya rekuperatora [Efficiency improving of aviation bypass turbojet engines through recuperator application] // Vestnik Moskovskogo aviatsionnogo instituta. Aerospace MAI Journal. 2020. Vol. 27, no. 4. P. 133-146. (In Russ.).
5. Pis'mennyy V. L. Dvukhkonturnyy turboreaktivnyy dvigatel' [Bypass turbojet engines] // Izvestiya vysshikh uchebnykh zavedeniy. Mashinostroeniye. BMSTU Journal of Mechanical Engineering. 2019. No. 6. P. 50-59. DOI: 10.18698/0536-10442019-6-50-59. (In Russ.).
6. Muraeva M. A., Goryunov I. M., Kharitonov V. F. Tsikl GTD s izotermicheskim rasshireniem v turbine [GTE (Gas Turbine Engine) cycle with isothermal expansion in turbine] // Vestnik Ufimskogo gosudarstvennogo aviatsionnogo tekhnicheskogo universiteta. Vestnik USATU. 2015. Vol. 19, no. 2. P. 111-118. (In Russ.).
7. Muraeva M. A., Goryunov I. M., Kharitonov V. F. Termodinamicheskiye osnovy izotermicheskogo rasshireniya i
metodika rascheta turbiny GTD s izotermicheskim rashireniem [thermodynamic foundations of isothermal expansion and methods of turbine GTE calculation with isothermal expansion] // Vestnik Ufimskogo gosudarstvennogo aviatsionnogo tekhnicheskogo universiteta. Vestnik USATU. 2015. Vol. 19, no. 3. P. 111-118. (In Russ.).
8. Muraeva M. A., Goryunov I. M. Sovershenstvovaniye gazoturbinnogo dvigatelya za schyot organizatsii izotermicheskogo rashireniya v turbine [Improvement of gas turbine engines due to isothermal expansion in the turbine] // Vestnik Samarskogo universiteta. Aerokosmicheskaya tekhnika, tekhnologii I mashinostroeniye. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering. 2017. Vol. 16, no. 1. P. 51-61. DOI: 10.18287/2541-7533-2017-16-1-51-61. (In Russ.).
9. Thornburg H., Sekar B., Zelina J., Greenwood R. Numerical Study of an InterTurbine Burner (ITB) Concept with Curved Radial Vane // 45th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit. Reno, Nevada. 2007. DOI: 10.2514/6.2007-649. (In Engl.).
10. Yin F., Rao G. A. A review of gas turbine engine with inter-stage turbine burner // Progress in Aerospace Sciences. 2020. Vol. 121. 100695. DOI: 10.1016/j.paerosci.2020.100695. (In Engl.).
11. Klyachkin A. L. Teoriya i raschyot vozdushno-reaktivnykh dvigateley [Theory and calculation of jet engines]. Moscow: Mashinostroyeniye Publ., 1969. 512 p. (In Russ.).
12. Shlyakhtenko S. M. Teoriya i raschyot vozdushno-reaktivnykh dvigateley [Theory and calculation of jet engines]. Moscow: Mashinostroyeniye Publ., 1987. 568 p. (In Russ.).
13. Kazandzhan P. K. Teoriya aviatsionnykh dvigateley [Aircraft engine theory]. Moscow: Mashinostroyeniye Publ., 1995. 317 p. (In Russ.).
14. Patent 2418969 Russian Federation, IPC F 02 K 3/02 Turboreaktivnyy dvigatel [Turbojet engine] / Grekhnev A. V. No. 2009107639/06. (In Russ.).
15. Abramovich G. N. Prikladnaya gazovaya dinamika [Applied gas dynamics]. Moscow: Nauka Publ., 1976. 888 p. (In Russ.).
GREKHNEV Andrey Vladimirovich, Candidate of Technical Sciences, Leading Design Engineer of Branch of the Public Joint Stock Company «UEC-Saturn» — Omsk Engine Design Bureau», Omsk. SPIN-code: 8595-0362 AuthorlD: 684442
Correspondence address: niov@yandex.ru
For citations
Grekhnev A. V. An example of use of gas turbine engine compressor, which has been mastered in production and has good characteristics in a new product project // Omsk Scientific Bulletin. Series Aviation-Rocket and Power Engineering. 2022. Vol. 6, no. 4. P. 53-59. DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-53-59.
Received September 29, 2022. © A. V. Grekhnev
I >
Si
O s
K o
E h
T i
>o
z p a K
os S
si
