Рассмотрены пути создания двигателей для силовой установки первой ступени транспортно-космической системы. Проведен анализ существующих разработок. Изложены и обоснованы результаты выбора параметров и рассмотрены возможные конструктивные компоновки двигателей для силовой установки первой ступени транспортно-космической системы. Практическое применение полученных результатов позволит решить ряд транспортных проблем по доставке полезных грузов на околоземную орбиту, а в перспективе и созданию высокоскоростных летательных аппаратов для пассажирских перевозок.

Кратко рассмотрена возможность качественного улучшения скоростных показателей силовой установки, созданной на базе турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой сгорания, путем впрыска воды на входе в двигатель. Также рассмотрена возможность применения данной силовой установки в качестве первой ступени транспортно-космической системы при скорости полета до МП = 6. Проведен анализ существующих разработок. Изложены и обоснованы результаты расчетов по необходимому количеству охладителя для охлаждения рабочего тела до заданной температуры. Практическое применение полученных результатов позволит решить ряд транспортных проблем по доставке полезных грузов на околоземную орбиту, а в перспективе и созданию высокоскоростных летательных аппаратов для пассажирских перевозок.

Рассмотрено влияние впрыска воды на входе в двигатель на характеристики прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПТВРД). Рассмотрена возможность расширения диапазона эксплуатации ПТВРД классической схемы до скоростей полета, равным числу Маха 5. Проанализированы существующие разработки. Изложены и обоснованы результаты расчетов по влиянию впрыска воды на входе в ПТВРД на параметры рабочего тела по тракту двигателя и его тяговые характеристики. Применение полученных результатов позволит повысить термодинамическую эффективность и расширить диапазон эксплуатации ПТВРД при использовании материалов, освоенных в производстве авиационных газотурбинных двигателей, а также сократить сроки создания конкурентоспособных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов за счет целенаправленного поиска их рационального термодинамического и конструктивно-геометрического облика.

Кратко рассмотрена возможность расширения диапазона эксплуатации прямоточных воздушно-реактивных двигателей для беспилотных летательных аппаратов при помощи впрыска воды на входе в двигатель. Изложены и обоснованы результаты расчетов по определению потребного расхода воды для охлаждения рабочего тела до необходимой температуры и по влиянию впрыска воды на параметры рабочего тела на входе в двигатель. Применение полученных результатов позволит расширить диапазон эксплуатации прямоточных воздушно-реактивных двигателей при применении материалов, освоенных в производстве авиационных газотурбинных двигателей, а также сократить сроки создания конкурентоспособных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов за счет целенаправленного поиска их рационального термодинамического и конструктивно-геометрического облика.

Рассмотрены и представлены результаты решения актуальной задачи по разработке системы автоматического управления для прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Представлены алгоритмы управления и указаны необходимые эксплуатационные ограничения. Предложен и обоснован метод косвенного определения температуры газа на выходе из камеры сгорания прямоточного воздушно-реактивного двигателя и закон управления, который позволит обеспечить поддержание тяговых характеристик, необходимых для выполнения летательным аппаратом полетного задания. Применение полученных результатов позволит сократить сроки создания конкурентоспособных прямоточных воздушно-реактивных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов.

Рассмотрены основные аспекты метода обоснования выбора схемы и параметров силовой установки летательного аппарата со скоростями полёта от 0 до 5 чисел Маха на ранних стадиях проектирования. Проведен анализ существующих методов. Изложен и обоснован алгоритм выполнения операций для определения оптимального состава и параметров силовой установки, а также размера летательного аппарата в зависимости от массы полезной нагрузки. Применение полученных результатов позволит сократить сроки создания конкурентоспособных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов за счет целенаправленного поиска их рационального термодинамического и конструктивно-геометрического облика.

Создание перспективных высокоскоростных летательных аппаратов неразрывно связано с уровнем развития авиадвигателестроения, так как характеристики двигателя определяют возможности летательного аппарата в целом. Основными требованиями к двигателям высокоскоростных летательных аппаратов является увеличение скорости и высоты полета. С каждым новым поколением турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой сгорания повышаются их удельная тяга и удельный импульс, однако применение наукоемких технологий приводит к значительному увеличению стоимости двигателя. В то же время конструкция существующих двигателей имеет большие резервы для модернизации. Система впрыска воды на входе в турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания является одним из доступных способов совершенствования конструкции. Такие модернизированные двигатели теоретически позволят удовлетворить требования конструкторов высокоскоростных летательных аппаратов в отношении тяги и других ключевых параметров, сохраняя в то же время преемственность с уже существующими типами силовых установок. Рассмотрена возможность расширения диапазона эксплуатации и кратковременного форсирования турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой сгорания классической схемы до скоростей полета, равных числу Маха 3. Проведен анализ существующих разработок. Исследовано влияние впрыска воды на входе в турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания на его характеристики. Представлены результаты расчетов по влиянию впрыска воды на входе в турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания на параметры рабочего тела по тракту двигателя. Применение полученных результатов позволит повысить термодинамическую эффективность и расширить диапазон эксплуатации турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой сгорания при использовании материалов, применяемых в производстве авиационных газотурбинных двигателей в настоящее время, а также сократить сроки создания конкурентоспособных двигателей для высокоскоростных летательных аппаратов за счет целенаправленного поиска их рационального термодинамического и конструктивно-геометрического облика.