Почалася збірка перших адаптивних реактивних двигунів

Американські компанії General Electric і Pratt & Whitney приступили до складання перших дослідних зразків адаптивних турбореактивних авіаційних двигунів, які в майбутньому будуть встановлюватися на різні класи літальних апаратів: транспортні літаки, винищувачі, літаки-заправники, бомбардувальники. Як пише Aviation Week, обидві силові установки створюються в габаритних розмірах турбореактивного двигуна з форсажною камерою F135, силової установки винищувача F-35 Lightning II.

Сучасні турбореактивні двигуни складаються з двох частин. Одна з них - внутрішній контур, що складається з газогенератора і соплової частини. До складу газогенератора входять компресори, камера згоряння і турбіна високого тиску. У польоті повітря затягується і трохи стискається вентилятором - найбільшим і найпершим гвинтом під час польоту. Потім частина цього повітря надходить у компресор і стискається ще сильніше, після чого потрапляє в камеру згоряння, де змішується з паливом.

Після згоряння паливної суміші гази з камери згоряння потрапляють на турбіну високого тиску і обертають її, а та, своєю чергою, приводить у рух компресор. Після турбіни високого тиску гази потрапляють на турбіну низького тиску, що призводить вентилятор. Після турбін газовий потік потрапляє в сопло і закінчується з нього, формуючи частину тяги двигуна. Друга частина двигуна - зовнішній контур - являє собою напрямний апарат, повітровод і, в деяких випадках, власне кільцеве сопло.

Під час польоту частина трохи стисненого вентилятором повітря, що не потрапила у внутрішній контур, потрапляє в направляючий апарат, де гальмується. Через гальмування тиск у повітряному потоці підвищується. Після цього стиснене повітря надходить у повітровід, а потім - у сопло і формує залишок тяги. У сучасних турбовентиляторних двигунах цивільних літаків основна частина тяги - до 80 відсотків - формується вентилятором.

У двигунах винищувачів велика частина проходить через двигун повітряного потоку проходить через внутрішній контур. Таке рішення дозволяє дещо підвищити «чуйність» двигуна на керування, а також зменшити його поперечні розміри, завдяки чому силова установка здатна забезпечувати надзвукову швидкість польоту.

У двигунах з форсажною камерою присутня додаткова зона, розташована за турбінами і перед соплом. У польоті в цю камеру впорскується додаткове паливо, яке самозаймається від розпечених відпрацьованих газів, що все ще мають високий вміст кисню. Останній і виступає окислювачем для палива у форсажній камері. Таке конструктивне рішення дозволяє істотно підвищити тягу двигуна, але призводить до швидкої витрати палива.

Проект адаптивного турбореактивного двигуна передбачає додавання в конструкцію силової установки третього зовнішнього повітряного контуру. При польоті на дозвуковій швидкості третій повітряний контур буде відкритий, і двигун буде працювати практично як турбовентиляторна силова установка з великим ступенем двоконтурності. У такому режимі силова установка матиме дещо більшу тягу і суттєво менше споживання палива.

За попередньою оцінкою розробників, паливна економічність адаптивного двигуна порівняно з F135 буде вищою на 25 відсотків, діапазон робочих режимів - на 30 відсотків, а тяга - на 5-10 відсотків.

Двигуни, збіркою яких зайнялися компанії General Electric і Pratt & Whitney отримали позначення XA100 і XA101. Перші дослідні зразки цих силових установок зможуть розвивати тягу до 200 кілоньютонів. Для порівняння, максимальна тяга двигуна F135 становить 125 кілоньютонів і 191 кілоньютон в режимі форсажу. Процес складання та випробування окремих вузлів перспективних двигунів повинен завершитися в кінці 2019 року, а з 2020 року розробники приступлять до випробувань силових установок у зборі.

Наприкінці 2015 року американська компанія Northrop Grumman розпочала дослідження, які в перспективі дозволять значно знизити температуру бойових лазерів і їхніх систем енергопостачання, а також бортового обладнання і звичайного озброєння перспективних бойових літаків. В якості одного з варіантів дослідники розглядають можливість створення теплового акумулятора. Тепло від бойових лазерів і систем подачі енергії буде накопичуватися в ньому, а при досягненні повної ємності акумулятора воно буде відводитися від нього в розсіювальний контур.

Розсіюючий контур, крім іншого, буде включати в себе тепловідвідні елементи в третьому контурі адаптивного двигуна, через який буде проходити повітря під час польоту. За попередньою оцінкою, багатоступенева система відведення тепла дозволить домогтися щонайменше незбільшення теплової помітності бойового літака при використанні великої кількості систем - джерел тепла.