НК — марка авиационных двигателей, созданных под руководством Н. Д. Кузнецова
В 1946—1947 в ОКБ разрабатывались турбореактивные двигатели тягой 10—30 кН, в 1947—1950 велись работы над созданием турбовинтового двигателя типа ТВ-2 эквивалентной мощностью 3680 кВт. Одновальный ТВ-2 имел 14-ступенчатый осевой компрессор, приводимый во вращение 3-ступенчатой турбиной, кольцевую камеру сгорания, редуктор планетарно-дифференциального типа с приводом на соосные винты противоположного вращения. При его создании решались вопросы отработки внутреннего процесса турбовинтового двигателя, изыскания путей повышения эффективности лопаточных машин, отработки процессов сгорания с высоким кпд, исследовался запуск турбовинтового двигателя. Были проведены теоретические и экспериментальные исследования системы регулирования (система «винт — газ»), процесса реверсирования тяги путём поворота лопастей винта во втулке, разработаны методы расчёта и технология изготовления высоконагруженных высокооборотных шестерён и подшипников редуктора. Модификация этого двигателя ТВ-022 в октябре 1950 прошла государственные стендовые испытания. На базе модификации ТВ-2Ф была разработана и испытана спаренная силовая установка с общим редуктором 2ТВ-2Ф мощностью 9200 кВт.
Работы, выполненные при создании ТВ-2 и его модификаций, позволили в начале 50?х гг. приступить к созданию турбовинтового двигателя НК-12 . Двигатель НК-12, имевший 14-ступенчатый осевой компрессор и 5-ступенчатую турбину, отличался высокими для того времени значениями степени повышения давления в компрессоре, температуры газа перед турбиной и кпд основных узлов. Последнее было достигнуто благодаря теоретическим и экспериментальным работам по уменьшению вторичных потерь в лопаточных машинах, конструктивной и технологической отработке уплотняющих вставок, позволивших уменьшить радиальные зазоры в многоступенчатой турбине. Высокие значения температуры газа перед турбиной потребовали освоения новых, более жаропрочных материалов. Для изготовления литых монолитных и пустотелых охлаждаемых лопаток оригинальной конструкции был применён высокожаропрочный литейный сплав. При работе над НК-12 создан надёжный редуктор для передачи больших мощностей, решены вопросы устойчивого регулирования турбовинтового двигателя с соосными винтами противоположного вращения и разработана система защиты и автоматического останова с вводом лопастей винтов во флюгерное положение при отказах. Параметры рабочего процесса, высокие значения кпд узлов, применение планетарного дифференциального редуктора позволили создать двигатель, отличающийся высокой экономичностью и большой мощностью в одном агрегате. В 1956 мощность НК-12 была увеличена до 11 тысяч кВт. НК-12 и его модификации применялись на бомбардировщике Ty-95, пассажирском самолёте Ту-114, тяжёлом транспортном самолёте АН-22 «Антей» и на других самолётах.
Во второй половине 50?х гг. создан турбовинтовой двигатель НК-4 мощностью 2950 кВт, отличавшийся высокой экономичностью и малым удульным весом. НК-4 были использованы для лётной отработки самолётов Ил-18 и АН-10. Двигатель имел 6-ступенчатый осевой компрессор (лопаточная часть первых четырёх ступеней со сверхзвук, профилировкой), 3-ступенчатую турбину, кольцевую камеру сгорания и однорядный планетарный редуктор.
В тот же период ОКБ приступило к созданию турбореактивных двухконтурных двигателей. В 1961 была начата работа над турбореактивным двухконтурным двигателем НК-8 тягой 93 кН для пассажирского самолёта Ил-62. На базе НК-8 разработаны модификации двигателя с тягой 103 кН: НК-8-2 (-2У) для самолёта Ту-154 и НК-8-4 для самолёта Ил-62.
При создании двигателей НК-8, НК-8-2 (-2У), НК-8-4 был реализован ряд технических решений, обеспечивших двигателям семейства НК-8 высокую экономичность при выбранных параметрах цикла (благодаря тщательной отработке гидравлических качеств узлов двигателей), малый удельный вес (благодаря умеренной степени повышения давления в компрессоре, простоте конструкции двигателя с малым числом опор, широкому применению титановых сплавов), высокую надёжность (благодаря умеренной температуре газа перед турбиной, применению камеры сгорания оригинальной конструкции, обеспечивающей высокую равномерность температурного поля перед турбиной, демпфированию роторов двигателя на всех трёх опорах, демпфированию трубопроводов, широкому применению новых высокоэффективных методов упрочнения деталей), высокие эксплуатационные качества (низкий уровень шума на взлёте, отсутствие дымления на выпуске, надёжный запуск на рабочем топливе до высоты полёта 10 км, лёгкий доступ ко всем агрегатам двигателя при обслуживании в эксплуатации). Было создано высокоэффективное и надёжное реверсивное устройство, позволившее значительно сократить пробег самолёта при посадке и обеспечить эффективное торможение в случае прерванного взлёта. В отечественной авиации реверсивное устройство было впервые установлено на двигателях семейства НК-8.
ОКБ был разработан и внедрён в эксплуатацию турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой НК-144 тягой 196 кН для сверхзвукового пассажирского самолёта Ту-144. Двигатель НК-144 двухконтурный, двухкаскадный, с осевым 12-ступенчатым компрессором, кольцевой многофорсуночной камерой сгорания, 3-ступенчатой турбиной, форсажной камерой, кольцевой форкамерой наружного контура, кольцевыми стабилизаторами внутреннего контура, двумя системами запуска и регулируемым реактивным соплом. Первые три ступени компрессора вентиляторные.
Высокая надёжность двигателей семейства НК-8, заложенная при проектировании и отработанная при доводке, позволила на практике перейти к принципу установления ресурса в эксплуатации «по состоянию». За сравнительно короткий срок ресурс двигателей до первого ремонта был увеличен до 8—9 тысяч ч (при назначенном ресурсе 18 тысяч ч). При этом широкое развитие получили методы диагностики состояния двигателей в процессе их эксплуатации.
Лучшие качества двигателей этого семейства были реализованы и получили дальнейшее развитие при создании турбореактивного двухконтурного двигателя НК-86 , установленного на первом отечественном широкофюзеляжном самолёте-аэробусе Ил-86. При этом особое внимание было уделено ресурсу и высокой надёжности в эксплуатации. Этому способствует применение на двигателе многочисленных систем автоматического контроля и защиты, а также системы ранней диагностики и предупреждения неисправностей. Дальнейшее развитие получила конструкция многофорсуночной камеры сгорания, обеспечивающая равномерное поле температур перед турбиной и бездымный выпуск двигателя, не загрязняющий окружающую среду. В НК-86 реализованы конструктивные решения, позволившие существенно снизить уровень шума на всех этапах полёта.
В ОКБ созданы турбореактивные двухконтурные двигатели НК-88, работающий на жидководородном топливе, и турбореактивный двухконтурный двигатель НК-89, работающий на сжиженном природном газе. Первый полёт самолёта Ту-155 с НК-88 совершён в 1988, с НК-89 — в 1989.
ОКБ выдвинут и реализован на практике принцип конвертирования двигателей, отработавших свой ресурс в авиации. Двигатели применяются в качестве силового привода в неавиационных отраслях народного хозяйства, в частности для транспортировки газа. При этом переделываются система подачи топлива (которым является транспортируемый природный газ) в камеру сгорания двигателя, сама камера, система регулирования и защиты двигателя, добавляется свободная силовая турбина для привода нагнетателя газа.
Созданы приводы авиационного типа НК-12СТ мощностью 6300 кВт и НК-16СТ мощностью 16000 кВт (разработан на базе двигателя НК-8-2У). Приводы авиационного типа обладают рядом преимуществ по сравнению со стационарными двигателями, в частности малым весом и небольшими габаритами, что позволяет легко транспортировать их в удалённые районы страны, где располагаются компрессорные станции, например, на магистральных газопроводах.

«Снекма» (SNECMA)— крупнейшая авиадвигателестроительная фирма Франции. Образована в 1945 слиянием четырёх фирм. Выпускает двигатели для истребителей, учебно-боевых и пассажирских самолётов. Имеет филиалы, производящие промышленные газотурбинные двигатели, шасси летательных аппаратов, ракетные двигатели, авиационное оборудование. Участвовала в англо-французских программах разработки турбореактивного двигателя «Олимп» для сверхзвукового пассажирского самолёта «Конкорд» и турбореактивного двухконтурного двигателя М45. К 1988 выпущено свыше 5 тысяч турбореактивных двигателей с форсажной камерой «Атар» для сверхзвуковых истребителей. Основные программы конца 80?х гг.: производство турбореактивных двигателей с форсажной камерой «Атар» и турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой М53 для истребителей серии «Мираж»; выпуск турбореактивного двухконтурного двигателя CFM56 и CF6 (совместно с фирмой «Дженерал электрик»); участие в производстве турбовинтового двигателя «Тайн» (с рядом западноевропейских фирм); выпуск турбореактивного двухконтурного двигателя «Ларзак» (совместно с фирмой «Турбомека»); разработка турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой М88 для французского истребителя «Рафаль».

«Пьяджо» (Industrie Aeronautiche e Meccamche Rinaldo Piaggio, SpA) — самолето- и двигателестроительная фирма Италии. Современное название с 1964. Основана в 1884 как машино- и кораблестроительная фирма. В 1916 начала производство самолётов конструкции Дж. Капрони. После Первой мировой войны выпускала самолёты собственной конструкции и по лицензии, с 1925 — также и авиадвигатели. До 1943 выпустила несколько тысяч самолётов и гидросамолётов, в том числе тяжёлый бомбардировщик Р.108 с четырьмя поршневыми двигателями (первый полёт в 1939) и его военно-транспортный и пассажирский варианты. После возобновления деятельности в 1946 разработала самолёты: амфибию Р.136 с двумя поршневыми двигателями (1948), тренировочный Р.148 (1951), связной Р.149 (1953), туристский Р.166 (1957), лёгкий реактивный транспортный PD-808 (1964, совместно с фирмой «Дуглас»), транспортный Р.166 DL3 с двумя турбовинтовыми двигателями (1976), административный восьмиместный Р.180 «Аванти» с двумя турбовинтовыми двигателями (1986).
Фирма участвует в производстве ряда самолётов других фирм, выпускает по лицензиям США и Великобритании поршневые двигатели и газотурбинные двигатели для самолётов и вертолётов.

«Пратт энд Уитни» (United Technologies Pratt and Whitney) — группа авиадвигателестроительных предприятий США. Основаны в 1925 под название «Пратт энд Уитни эркрафт» (Pratt and Whitney Aircraft), в 1934 вошла в состав концерна «Юнайтед эркрафт корпорейшен», переименованного в 1975 в «Юнайтед текнолоджис» (United Technologies Corp.). Кроме заводов в США, выпускающих двигатели для военной и гражданской авиации, имеется канадский филиал «Пратт энд Уитни Канада», производящий двигатели для летательных аппаратов авиации общего назначения и самолётов местных авиалиний. До конца 50?х гг. «П. э. У.» выпускала поршневые двигатели большой мощности с воздушным охлаждением, такие, как «Уосп», «Туин уосп», «Дабл уосп»; в годы Второй мировой войны половину (по общей мощности) двигателей военных самолётов США составляли поршневые двигатели «П. э. У.», а в первые послевоенные годы ими оснащались свыше {{?}} самолётов американских авиакомпаний. В 1948 началось лицензионное производство турбореактивных двигателей J42 на основе английской модели «Нин», в 1953 — производство турбореактивных двигателей J57 собственной конструкции, которые применялись на военных и гражданских самолётах, с 1945 — разработка турбовинтовых двигателей, в 1955 — создание жидкостных ракетных двигателей. В 1959 построен первый турбореактивный двухконтурный двигатель «П. э. У.» — JT3D, в 60?х гг. — турбореактивный двигатель с форсажной камерой J58 для самолётов, рассчитанных на Маха число полёта M{{?}} = 3. «П. э. У.» — поставщик газотурбинных двигателей для истребителей, штурмовиков, транспортных и пассажирских самолётов, в том числе широкофюзеляжных. К началу 1991 «П. э. У.» выпустила свыше 70 тысяч газотурбинных двигателей, в основном авиационных. К основным программам конца 80?х гг. относятся: производство турбореактивных двухконтурных двигателей JT8D, JT9D , JT15D, PW4000, PW2037, турбовинтовых двигателей и турбовальных газотурбинных двигателей РТ6, PW100 и 200, турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой TF30, F100, PW1120; разработка турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой PW5000 с плоским соплом для американского истребителя ATF 90?х гг.

Запуск двигателя газотурбинного — неустановившийся режим работы газотурбинного двигателя, характеризуемый процессом раскрутки его ротора (роторов) от неподвижного состояния или режима авторотации до выхода двигателя на режим малого газа или минимально установившийся режим работы (для двигателей, не имеющих режима малого газа). Различают несколько разновидностей З. д. в зависимости от климатических, высотно-скоростных условий, способа проведения и исходного режима. Так, например, в полёте запуск может выполняться с режима авторотации и с режима выбега — процесса торможения вращения («встречный» запуск).
З. д. оценивается временем с момента нажатия на кнопку запуска (переключения тумблера, перевода рычага управления двигателем) до момента достижения частоты вращения, равной 90—95% от её значения на конечном режиме (например, малом газе). Запуск современных турбореактивного двигателя на земле в стандартных атмосферных условиях выполняется за 20—30 с. В экстремальных климатических условиях допускается увеличение времени З. д. примерно на 50%. Для З. д. в полёте требуется такое же время. При этом область режимов полёта, в которой должен обеспечиваться надёжный З. д., ограничивается минимальной и максимальной скоростями полёта на режимах снижения самолёта и максимальной высотой полёта, которая должна превышать предельную высоту крейсерского режима полёта самолёта.
Продолжительность З. д. зависит от условий его проведения, коэффициента динамичности двигателя, мощности и характеристики пускового устройства, программы подачи топлива, определяющей температуру газа перед турбиной, запасов устойчивой работы компрессора и камеры сгорания, передаточного отношения между пусковым устройством и ротором двигателя и т. п. При таком большом числе факторов, оказывающих влияние на З. д., важное значение приобретает оптимизация характеристик элементов системы запуска и чёткая синхронизация их. Для этой цели используются специальные устройства, работающие по программному, функциональному или смешанному принципам.

«Де Хэвилленд» (De Havilland Aircraft Со.) — самолёто- и авиадвигателестроительная фирма Великобритании. Основана в 1920 Де Хэвиллендом. В 1960 вошла в состав концерна «Хокер Сидли». В 20—30-е гг. выпускала в основном спортивные, туристские, учебно-тренировочные и лёгкие пассажирские самолёты, в том числе известной серии «Мос»: D.H.60 «Мос» (первый полёт в 1925), D.H.61 «Джайант мос» (1927), D.H.80 «Пусс мос» (1929), D.H.82 «Тайгер мос» (1931), D.H.87 «Хорнет мос» (1934) и др. В 1937 был создан скоростной пассажирский самолёт D.H.91 «Альбатрос» с четырьмя поршневыми двигателями. В годы Второй мировой войны построен 7781 самолёт деревянной конструкции D.H.98 «Москито» (1940, широко применялись в качестве лёгких бомбардировщиков, истребителей и разведчиков), Большими сериями выпускались реактивные истребители D.H.100 «Вампир» (1943), D.H.112 «Веном» (1949), в 1951 создан палубный истребитель D.H.110 «Си виксен» с двумя турбореактивными двигателями. В 1946 создан экспериментальный реактивный самолёт D.H.108 схемы «бесхвостка» со стреловидным крылом. В 1945 выпущен пассажирский самолёт D.H.104 «Дав» с двумя поршневыми двигателями, а затем первый реактивный пассажирский самолёт D.H.106 «Комета» (1949). Самолёт «Комета» 1 вышел на авиалинии в 1952, но в 1954 снят с эксплуатации из-за ряда катастроф. В конце 50?х гг. выпускались усовершенствованные варианты; всего построено 112 самолётов «Комета», Были также созданы пассажирский самолёт D.H.121 «Трайдент» (1962) с тремя турбореактивными двухконтурными двигателями и реактивный административный самолёт D.H.125 (1962), выпуск которых был продолжен концерном «Хокер Сидли».

Гиперзвуковой самолет — самолёт, способный летать с гиперзвуковой скоростью. Диапазон скоростей и высот полёта Г. с. занимает промежуточное положение между диапазонами, освоенными сверхзвуковыми самолётами и космическими летательными аппаратами. Идеи создания Г. с. высказывались с 50?х гг. По назначению Г. с. могут быть транспортными (перевозка пассажиров и грузов на дальние расстояния), военными, а также самолетами-разгонщиками авиационных и воздушно-космических систем (первыми ступенями составных летательных аппаратов, сообщающими последующим ступеням часть требуемой скорости и другие начальные условия полёта — высоту, параллакс и др.).
Силовая установка Г. с. должна быть комбинированной, то есть включать в общем случае несколько типов двигателей: газотурбинные (турбореактивные двигатели, турбореактивные двигатели с форсажной камерой и т. п.) и прямоточные (прямоточный воздушно-реактивный двигатель, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель) в различных комбинациях в зависимости от типа Г. с. (например, с использованием турбореактивного двигателя в диапазоне Маха чисел полёта 0 < M{{?}} < 3, прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при 1,5 < M{{?}} < 4—6, гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель — при M{{?}} > 4—6). Аэродинамическая схема Г. с. должна обеспечивать высокие аэродинамические характеристики, прежде всего при гиперзвуковых скоростях полёта (несущий корпус, крыло малого удлинения и т. д.). Для Г. с. характерна высокая степень интеграции планёра и силовой установки, например, использование носовой части фюзеляжа как элемента воздухозаборника, а хвостовой части — как элемента сопла. В качестве топлива для воздушно-реактивного двигателя Г. с., как правило, рассматривается жидкий водород (реже — другие криогенные топлива), иногда в комбинации с керосином.
В зависимости от сочетания максимальной степени аэродинамического нагревания и его продолжительности конструкция Г. с. может быть теплоизолированной, горячей (см. Горячая конструкция), активно охлаждаемой (см. Охлаждаемая конструкция) или их комбинацией. Важнейшее требование к ней — обеспечение приемлемых весовых характеристик при высокой надёжности и технологичности.

Турбовальный двигатель — разновидность газотурбинного двигателя, в котором полезная внешняя работа реализуется в турбине, вал которой не связан механически с валом (валами) турбокомпрессорной части двигателя (рис. 1). Т. д. называют также ГТД со свободной силовой турбиной. По условиям работы турбокомпрессора Т. д. во многом сходен с ТРД, если в последнем выходное сопло заменить свободной силовой турбиной. На практике такое преобразование ТРД в Т. д. и наоборот часто встречается. Свободная силовая турбина — конструктивная особенность вертолётных ГТД. Однако Т. д. находит применение и на лёгких самолётах, а также в ряде неавиационных энергетических установок. Выходной вал силовой турбины может быть направлен либо вперёд (через полый вал турбокомпрессорной части), либо назад (через выходной газовый канал). В ряде случаев Т. д. может иметь встроенное пылезащитное устройство на входе и промежуточный редуктор на валу свободной турбины.
Применение свободной силовой турбины существенно отражается на закономерностях взаимного влияния элементов двигателя, способах регулирования и конструктивных формах. В Т. д. помимо обычных характеристик (по частоте вращения турбокомпрессора пт.к., высотной и скоростной) следует также рассматривать и характеристику по частоте вращения свободной турбины пс.к. (рис.2). Для каждого постоянного значения частоты вращения турбокомпрессора, характеризующего уровень располагаемой работы, существует определённая зависимость мощности Nдв, реально выдаваемой Т. д., от частоты вращения свободной турбины. Диапазон возможного изменения частоты вращения выходного вала Т. д. составляет обычно 10—15% от номинальной при оптимальной мощности Nопт. Дальнейшее расширение этого диапазона может приводить к ощутимым потерям мощности.

«Роллс-Ройс» (Rolls-Royce Limited) — крупнейшая двигателестроительная фирма Великобритании. Основана как автомобилестроительная фирма в 1906, разработку и производство авиационных поршневых двигателей начала в 1915. Они использовались на ряде самолётов, известных рекордными полётами (например, поршневой двигатель «Игл» на бомбардировщике Виккерс «Вими», совершившем в 1919 первый беспосадочный трансатлантический перелёт). Большими сериями выпускались поршневые двигатели жидкостного охлаждения в годы Второй мировой войны (в Великобритании и США было построено свыше 150 тысяч поршневых двигателей «Мерлин» для истребителей). С 1941 «Р.-Р.» ведёт разработку и производство реактивных двигателей; её турбореактивный двигатель «Дервент» использовался на истребителе Глостер «Метеор», на котором неоднократно устанавливались мировые рекорды скорости. Совместно с фирмой «СНЕКМА» разработала и выпускала турбореактивный двигатель с форсажной камерой «Олимп» для сверхзвукового пассажирского самолёта «Конкорд». Кроме газотурбинных двигателей для истребителей, бомбардировщиков, ударных самолетов вертикального взлета и посадки, пассажирских самолётов (в том числе широкофюзеляжных) и вертолётов, фирма производит промышленные и морские газотурбинные двигатели. Основные программы 80?х гг.: производство турбореактивных двухконтурных двигателей RB.211 (см. рис.), «Тей», «Спей», «Пегас», турбореактивных двигателей «Вайпер», турбовинтовых двигателей «Тайн» и «Дарт», газотурбинных двигателей «Джем» и «Гном», турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой RB.199 (в консорциуме «Турбо-Юнион»), турбореактивных двигателей «Адур» (с фирмой «Турбомека»); разработка (в составе международных консорциумов) турбореактивных двухконтурных двигателей V2500 для транспортных самолётов и турбореактивных двухконтурных двигателей с форсажной камерой EJ200 для западноевропейского истребителя 90?х гг.; проектирование турбовинововентиляторных двигателей и турбореактивных двухконтурных двигателей с большой степенью двухконтурности.

Ракетно-турбинный двигатель (РТД) — комбинированный двигатель, в котором сочетаются элементы турбореактивного и ракетного двигателей. В РТД компрессор, сжимающий атмосферный воздух, приводится во вращение турбиной, работающей на продуктах сгорания газогенератора (ГГ), представляющего собой ракетный двигатель. Основные разновидности РТД: по принципиальной схеме — РТД со смешением потоков продуктов сгорания ГГ и воздуха за компрессором — РТДсм (рис. 1), РТД с раздельными потоками — РТДр (рис. 2); по типу используемого топлива — РТД жидкого топлива (РТДЖ), РТД твёрдого топлива (РТДТ), РТД газообразного топлива (РТДГ), РТД гибридного топлива и воздушно-реактивные РТД, использующие в качестве топлива горючее при работе ГГ ракетного двигателя на газифицированном и подогретом горючем или на переобогащённой смеси воздух — горючее (РТД «пароводородной» схемы — РТДп, РТД с системой ожижения части воздуха, отбираемого за компрессором, — РТДож и др.); по конструктивной схеме — РТД с прямой связью роторов компрессора и турбины, РТД с редуктором, понижающим частоту вращения ротора компрессора по сравнению с частотой вращения ротора турбины. Термодинамический цикл РТД, как и любого комбинированного двигателя, состоит из двух циклов: генераторного ракетного цикла (цикла ГГ) и основного (рабочего) воздушного цикла с обменом энергии между ними и передачей механической работы (в РТДр) или работы и теплоты (в РТДсм). Относительная работа и термический кпд {{h1}} основного цикла РТД выше соответствующих параметров циклов форсированных ТРД (или ТРДД) благодаря увеличению степени повышения давления в цикле ГГ и степени теплоподвода, что при использовании одного и того же топлива обусловливает тягово-экономические преимущества РТД перед форсированными ТРД (или ТРДД). Удельная масса РТД ниже, чем ТРДДФ, вследствие увеличения давления в цикле ГГ и уменьшения размеров ГГ. Высотно-скоростные характеристики РТД, использующего ракетное топливо, занимают промежуточное положение между характеристиками ЖРД и ТРДФ (или ТРДДФ). РТД имеют преимущества перед смешанной силовой установкой, состоящей из ТРДФ (или ТРДДФ) и ЖРД, обеспечивая при равных с ней значениях тяги более низкие удельные расходы топлива, а при одинаковых удельных расходах топлива обладают лучшими габаритными и высотными показателями.