Газотурбинный авиационный двигатель и способ его форсирования

Изобретение относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям, и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космических систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например, возвращаемой ступени ракеты-носителя. Газотурбинный авиационный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором. Вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом. Изобретение направлено на обеспечение высотного запуска двигателя и увеличение его форсажной тяги, особенно на больших высотах полета. 2 н. и 10 з. п. ф-лы, 17 ил.

 

Группа изобретений относится к двигателестроению, в том числе к авиационным двигателям и может найти применение в гиперзвуковых самолетах или для ракетно-космический систем, способных совершать пилотируемый полет в атмосфере, например возвращаемой ступени ракеты-носителя.

Общеизвестно, что практически любой газотурбинный авиационный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором. Форсирование двигателя осуществляется увеличением расхода топлива в основную камеру сгорания и ограничено повышением температуры газа перед турбиной.

Для значительного форсирования тяги возможно применение форсажной камеры, например, по патенту РФ на изобретение №2480604, МПК F02K 3/02, опубл. 27.04.2013 г. Такие двигатели обладают плохой экономичностью на форсажных режимах.

Известен способ форсирования авиационного газотурбинного двигателя по патенту РФ на изобретение №2385932, МПК F02C 7/143, опубл. 20.04.2010 г., который заключается в подаче углеводородного топлива на вход в компрессор. Подача топлива на вход в компрессор сопровождается снижением расхода топлива в основную камеру сгорания на величину, равную расходу топлива, подаваемого на вход в компрессор.

Недостаток: низкая степень форсирования.

Известен газотурбинный двигатель и способ его форсирования по патенту РФ на изобретение №2193099, МПК F02K 3/10, опубл. 20.11.2002 г. (прототип).

Газотурбинный двигатель содержит корпус, компрессор, турбину и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором

Способ форсирования включает увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания.

Недостатки: низкая степень форсирования, невозможность форсирования двигателя на больших высотах и даже полная неработоспособность двигателя в условиях, приближенных к космическим, т.е. при практически полном отсутствии атмосферного воздуха.

Задачами создания группы изобретений является обеспечение высотного запуска двигателя, значительное увеличение его форсажной тяги, особенно на больших высотах полета.

Достигнутый технический результат - значительное (многократное) увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания.

Решение указанных задач достигнуто в газотурбинном авиационном двигателе, содержащем корпус, компрессор, турбину, основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором и реактивное сопло тем, что согласно изобретению вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом. На наружной поверхности корпуса перед основной камерой сгорания может быть установлен кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками. Внутри воздушного тракта может быть установлен перфорированный коллектор, который соединен с газоводом. Камера сгорания может содержать, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство. Газогенератор может содержать, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство. Газогенератор может быть соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.

Газотурбинный авиационный двигатель может быть выполнен двухконтурным. Газотурбинный авиационный двигатель может быть выполнен с форсажной камерой. Газотурбинный авиационный двигатель может содержать блоки сопел крена, соединенные трубопроводами с газоводом. Блоки сопел крена могут содержать по два сопла крена, установленных оппозитно. Реактивное сопло может быть выполнено с возможностью управления вектором тяги.

Решение указанных задач достигнуто в способе форсирования газотурбинного авиационного двигателя, включающем увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания, тем, что в воздушный тракт вводят газогенераторный газ с избытком окислителя из газогенератора, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, и одновременно увеличивают расход топлива.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1…17, где:

на фиг. 1 приведена схема газотурбинного двигателя,

на фиг. 2 приведена схема подвода газогенераторного газа, первый вариант,

- на фиг. 3 приведена схема подвода газогенераторного газа, второй вариант,

- на фиг. 4 приведена схема подвода газогенераторного газа, третий вариант,

- на фиг. 5 приведен разрез А-А на фиг. 4,

- на фиг. 6 приведен вариант размещения свечи лазерного воспламенения на форсуночной плите,

- на фиг. 7 приведена принципиальная схема газогенератора,

- на фиг. 8 приведен вид В на фиг. 7,

- на фиг. 9 приведена схема газогенератора двигателя НК-33,

- на фиг. 10 приведена схема газогенератора двигателя НК-180,

- на фиг. 11 приведена конструкция свечи лазерного воспламенения,

- на фиг. 12 приведена схема двухконтурного двигателя,

- на фиг. 13 приведена схема двигателя с форсажной камерой,

- на фиг. 14 приведено реактивное сопло с регулируемым вектором тяги,

- на фиг. 15 приведен газотурбинный двигатель с блоками сопел крена,

-на фиг. 16 приведен вид С на фиг 15,

- на фиг. 17 приведена конструкция блока сопел крена.

Газотурбинный двигатель (фиг. 1…17) содержит корпус 1, входное устройство 2, компрессор 3, воздушный тракт 4, основную камеру сгорания 5, турбину 6 и реактивное сопло 7. Компрессор 3 содержит направляющие аппараты 8 и рабочие колеса 9, турбина 6 содержит сопловые аппараты 10 и рабочие колеса 11. Компрессор 3 и турбина 6, точнее их рабочие колеса 9 и 11, соединены валом 12. Валов 12 может быть два или три в зависимости от конструкции газотурбинного двигателя. Вал 12 установлен на опорах 13.

Основная камера сгорания 5 содержит жаровую трубу 14, форсуночную плиту 15 с топливными форсунками 16 и топливным коллектором 17. Под жаровой трубой 14 установлен внутренний кожух 18, между которым и жаровой трубой 14 выполнен внутренний канал 19. Между жаровой трубой 14 и корпусом 1 выполнен внешний канал 20. Внутренний и внешний каналы 19 и 20 предназначены для ввода воздуха из воздушного тракта 4 внутрь жаровой трубы 14 через отверстия 21, выполненные в ней, а также для охлаждения самой жаровой трубы 14.

Двигатель имеет систему топливоподачи, содержащую емкость 22, к которой присоединен топливопровод низкого давления 23, топливный насос 24, имеющий привод 25, топливопровод высокого давления 26, вход которого соединен с топливным насосом 24, а выход соединен с топливным коллектором 17, который соединен с топливными форсунками 16 камеры сгорания 5.

Кроме того, двигатель оборудован системами горючего и окислителя с баками горючего 27 и окислителя 28 и турбонасосным агрегатом 29. Кроме того, двигатель оборудован газогенератором 30, предназначенным для подачи в камеру сгорания 5 рабочего тела, содержащего значительное количество кислорода. Это необходимо для запуска и форсирования двигателя на больших высотах, где расход воздуха через основную камеру сгорания 5 недостаточен для обеспечения ее работоспособности.

Турбонасосный агрегат 29 содержит установленные на валу 31 насос горючего 32, насос окислителя 33 и турбину 34. Выход из бака горючего 27 соединен трубопроводом горючего 35, содержащим клапан горючего 36, с насосом горючего 32, а выход из бака окислителя 30 трубопроводом окислителя 37, содержащим клапан окислителя 38, соединен с 4 входом в насос окислителя 30. Выход из насоса горючего 32 трубопроводом высокого давления горючего 39, содержащим отсечной клапан 40 и регулятор расхода 41, соединен с входом в газогенератор 30. Выход из насоса окислителя 33 трубопроводом окислителя высокого давлении 42, содержащим отсечной клапан 43, соединен с входом в газогенератор 30. Выход газогенератора 30 соединен с входом в турбину 34, а выход из турбины 34 газоводом 44 соединен с воздушным трактом 4 перед основной камерой сгорания 5.

Основная камера сгорания 5 и газогенератор 30 оборудованы свечами лазерного воспламенения 45 и 46 соответственно, соединенными оптическим волокном 47 с блоком накачки 48.

При этом возможны несколько вариантов исполнения соединения газовода 44 с воздушным трактом 4 (фиг. 2…8).

На фиг. 2 приведен первый вариант соединения газовода 44 с воздушным трактом 4. На корпусе 1 двигателя в районе воздушного тракта 4 выполнен кольцевой коллектор 49, полость 50 которого отверстиями 51 соединена с воздушным трактом 4. На фиг. 3 приведен второй вариант. Отверстия 51 выходят внутрь радиальных патрубков 52, которые перфорированы по всей высоте отверстиями 53 для более равномерного ввода генераторного газа в воздух, проходящий в воздушном тракте 4. На фиг. 4 приведен третий вариант. По этому варианту в воздушном тракте 4 установлен внутренний кольцевой коллектор 54 имеющий отверстия 55. К внутреннему кольцевому коллектору 54 присоединен газовод 44.

Свеча лазерного воспламенения 45 может быть установлена на корпусе 1 двигателя, т.е ее корпус 56 находится вне его газовоздушного тракта, а вакуумная трубка 57 и фокусирующая линза 58 - внутри жаровой трубы 14. (фиг. 4) При этом вакуумная трубка 57 защищена обтекателем 59 (фиг. 5).

Возможен вариант установки свечи лазерного воспламенения 45 на плите 15 (фиг. 6), например вместо одной форсунки 16.

Газогенератор

Для предложенного двигателя газогенератор может быть специально спроектирован или использован доведенный газогенератор ракетных двигателей ДРД НК-33 или РД-170. Принципиальная схема газогенератора 30 показана на фиг. 7. Газогенератор 30 предназначен для сжигания компонентов топлива (горючего и окислителя), при этом один из них является избыточным компонентом, а второй - дополнительным компонентом. Наиболее предпочтительно в качестве горючего использовать керосин, а в качестве окислителя - кислород. Газогенератор 30 должен работать с избытком окислителя.

Газогенератор 30 содержит (фиг. 7) головку 60, камеру 61, распределитель окислителя (избыточного компонента) 62, установленный вдоль оси камеры 61.

Камера 61 содержит две зоны: зону горения 63 и зону смешения 64. Первая из них предназначена для сгорания двух компонентов при оптимальном соотношении, а вторя - для подмешивания окислителя.

Головка 60 (фиг. 7 и 8) содержит переднее днище 65 с патрубком подвода горючего 66, среднее днище 67, огневое днище 68, форсунки окислителя 69, форсунки горючего 70. Между передним 65 и средним 67 днищами образована полость 71 для подвода горючего к форсункам горючего 70, а между огневым днищем 68 и средним днищем 67 образована полость 72 для подвода окислителя к форсункам окислителя 69. В среднем днище 67 выполнены пазы 73 для подвода избыточного компонента в полость 72.

Камера 61 газогенератора 30 содержит наружный корпус 74 и внутреннюю оболочку 75, между которыми имеется зазор 76 для прохода окислителя.

На распределителе окислителя 62 выполнены отверстия 77 для подачи избыточного компонента в зону смешения 64. Вдоль оси камеры 61 выполнен патрубок окислителя 78. На головке 60 установлена, по меньшей мере, одна свеча лазерного воспламенения 45 (фиг. 11).

Подробное описание газогенератора НК-33

Как упоминалось ранее, для предложенного двигателя может быть применен газогенератор двигателя НК-33. Более подробное описание газогенератора двигателя НК-33 приведено в патенте РФ на изобретение №2179256, МПК A02K 9/24, опубл. 10.02.2002 г.

Распределитель окислителя 62, расположенный по оси газогенератора 30 (фиг. 8…10), содержит цилиндр 79 с полостью окислителя 80, смесительные элементы 81 и 82 в виде полых цилиндров 83, закрытых шатровыми головками 84 и перфорированных отверстиями 85. Перед каждым смесительным элементом 81 и 82 выполнены отверстия 77. Смесительные элементы 82 и 82 расположены в шахматном порядке, а их высота уменьшается по потоку газа.

Между огневым днищем 68 и смесительными элементами 81 и 82 могут быть расположены радиальные перфорированные пластины 86 с каналами 87 подачи окислителя из полости 80 в полость камеры 61 газогенератора 30.

Распределитель окислителя 62 закрыт днищем 88 в виде усеченного конуса, обращенного вершиной в сторону огневого днища 68, а в месте перехода цилиндра в днище и в вершине конуса выполнены отверстия 89 и 90.

На головке 60 под углом к оси газогенератора 30 установлена, по меньшей мере, одна свеча лазерного воспламенения 45, которая оптическим волокном 47 соединена с блоком накачки 48 (фиг. 9).

Подробное описание газогенератора двигателя РД-180

В качестве газогенератора 30 для предложенного газотурбинного двигателя может быть применен и газогенератор двигателя РД-180 (фиг. 10).

Газогенератор 30 содержит силовую оболочку 91, выполненную сферообразной, жестко связанный с ней выходной патрубок 92, выполненный конусообразным, и крышку 93, имеющую втулку 94 на ее внутренней поверхности и жестко связанную с силовой оболочкой 91 со стороны, противоположной выходному патрубку 92. Огневое днище 95 со сквозными камерами 96 неподвижно установлено во втулке 94 с образованием полости 97 между днищем 95 и крышкой 93. Проставка 98 установлена в силовой оболочке 91 с образованием между ними кольцевой полости 99 и закреплена одним концом с выходным патрубком 92, а другим - с наружной поверхностью втулки 94.

Оболочка 100 огневой камеры 101 расположена внутри проставки 98 и выходного патрубка 92. В полости 97 между крышкой 93 и огневым днищем 95 размещены смесительные модули 102, каждый из которых имеет корпус 103 с соосно расположенными в нем топливным каналом 104, кольцевым каналом окислителя 105 и смесительной камерой 106. Корпус 103 закреплен со стороны топливного канала 104 в крышке 93, а со стороны смесительной камеры 106 и/или в камере 96 огневого днища 95. Патрубок подвода топлива 107 закреплен в крышке 93 с образованием топливной полости 108, а патрубок подвода окислителя 109 закреплен в средней части силовой оболочки 1 и сообщен с ее кольцевой полостью 99 (фиг. 1). Полость 108 сообщается со смесительными модулями 102 каналами 110.

Кольцевая полость 99 силовой оболочки 91 сообщена с полостью 97 между крышкой 93 и огневым днищем 95 окнами 111, выполненными во втулке 94, и сообщает патрубок подвода окислителя 109 с кольцевыми каналами окислителей 105 смесительных модулей 102. Между оболочкой 100 и выходным патрубком 92 выполнен канал охлаждения 112, который имеет выход 113 внутрь огневой камеры 101.

Подробное описание свечи лазерного воспламенения

Свеча лазерного воспламенения 45 (фиг. 11), разработанная заявителем содержит корпус 56 и днище 114. На днище 114 выполнен резьбовой участок 115 и отверстие 116 для прохода вакуумной трубки 57, которая уплотнена уплотнениями 117. Сверху корпус 56 закрыт заглушкой 118, имеющей осевое отверстие 119 для вывода оптического волокна 47, которое уплотнено уплотнением 120, поджато гайкой 121 с центральным отверстием 122. Заглушка 118 уплотнена относительно корпуса 56 уплотнением 123. Для усиления оптического сигнала в свече лазерного воспламенения 45 применен микрочип-лазер 124.

Микрочип-лазер 124 и вакуумная трубка 57 установлены внутри средства демпфирования 125 (фиг.12), которое выполнено из металлорезины.

В качестве средства демпфирования 125, с учетом ранее сказанного, целесообразно применить цилиндрическую деталь, выполненную из металлорезины. Металлорезина - это материал, полученный из неплотно спрессованной стальной проволоки небольшого диаметра. Обычно материал проволоки - нержавеющая сталь. Металлорезина, кроме хороших демпфирующих свойств и стойкости при высоких температурах, обладает высокой теплопроводностью и хорошими теплоаккумулирующими свойствами.

Кроме того, возможна установка внутри корпуса 56 аккумулятора тепла 126. Применение аккумулятора тепла 126 (фиг. 5) позволит в течение 100 - 200 с отводить тепло от микрочип-лазера 124 и от вакуумной трубки 57, так как теплоаккумулирующее вещество в момент запуска ЖРД имеет температуру окружающей среды и сохраняет ее достаточно долго. Тепловой поток, передаваемый из камеры газогенератора при ее работе, нагреет аккумулятор тепла на несколько десятков градусов, т.е. будет выполнять роль охлаждающего устройства.

Наиболее распространенные типы лазерных кристаллов для лазеров на микрочипах являются: Nd:YAG и Nd:YVO₄ с длиной волны в диапазоне от 1-1,3 мкм, в исключительных случаях 0,95 мкм. Спектральный диапазон излучения достаточно широкий из-за короткой длины резонаторной области. Конструктивно лазер может быть выполнен с использованием еще одного элемента, который располагается между активной средой и торцами зеркал. Например, это может быть нелинейный кристалл, который используется как электрооптический модулятор для добротности или внутрирезонаторного удвоения частоты; также может быть использована нелегированная прозрачная пластина для увеличения мощности или эффективной площади. Лазеры на микрочипах с пассивной модуляцией добротности позволяют создавать частоту импульса свыше 100 кГц, а иногда даже нескольких мегагерц. При очень маленькой продолжительности импульса пиковая мощность такого лазера может составлять несколько киловатт. Для воспламенения компонентов топлива в газогенераторе может понадобиться мощность, в несколько раз превышающая мощность запальных устройств камеры сгорания. Это обусловлено двумя причинами: применением криогенных компонентов топлива и неоптимальным соотношением компонентов топлива.

Возможно для заявленного газотурбинного двигателя применение двухконтурной схемы (фиг. 12). В этом случае газотурбинный авиационный двигатель содержит второй контур 127 и вентилятор 128. Также возможен вариант двигателя с форсажной камерой 129, содержащей топливную систему 130 и топливный коллектор 131 (фиг. 13).

На двигателе может быть применено реактивное сопло 7 с управляемым вектором тяги (фиг. 14). Это позволит обеспечить управляемость летательных аппаратов на больших высотах и даже в космосе. Такие сопла известны, например, из патентов РФ на полезные модели №21220, МПК F02K 1/05, опубл. 27.12.2001 г. и №105683, МПК F02K 1/12, опубл. 27.12.2010 г, но их применение в космических условиях не известно.

Реактивное сопло 7 содержит створки 132, соединенные с ними гидроцилиндры 133 и канал охлаждения 134, предназначенный для охлаждения гидроцилиндров 133, управляющих вектором тяги реактивного сопла 7.

Возможна установка на реактивном сопле 7 или на фюзеляже двигателя (мотогондала на фиг. 1…17 не показана) блоков сопел крена 135 (фиг. 15 и 16), присоединенных к газоводу 44 трубопроводами 136. Применение блоков сопел крена 135 необходимо, потому что в высотных условиях аэродинамическое управление летательного аппарата невозможно. Блок сопел крена 135 содержит трехходовой кран 137 с приводом 138. К трехходовому крану 137 прикреплены два оппозитно установленных сопла крена 139. (фиг. 17) для переключения сопел крена 139. Применение сопел крена общеизвестно, но их питание от газогенератора является новым техническим решением. Энергия газогенераторного газа вполне достаточна для эффективной работы сопел крена 139.

РАБОТА ГАЗОТУРБИННОГО АВИАЦИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ

При работе ГТД осуществляют его запуск путем подачи электроэнергии на стартер от источника энергии (на фиг. 1…17 не показано). Потом включают привод 23 топливного насоса 22 и топливный насос 22 подает топливо в топливный коллектор 15 основной камеры сгорания 5 и далее через топливные форсунки 14 внутрь жаровой трубы 12, где оно воспламеняется при помощи лазерного воспламенителя. Рабочие колеса 11 турбины 6 раскручиваются и раскручивает через вал 12 рабочие колеса 9 компрессора 3. Реактивное сопло 7 создает тягу. Одновременно с запуском основной камеры сгорания 5 запускают газогенератор 30, который вырабатывает газ с избытком кислорода. По газоводу 44 генераторный газ подается в воздушный тракт 4 и далее в основную камеру сгорания 5 для компенсации недостатка воздуха.

Форсирование двигателя осуществляется следующим образом. Одновременно пропорционально увеличивают расход топлива и газогенераторного газа, подаваемого в основную камеру сгорания 5. При увеличении расхода газогенераторного газа через основную камеру сгорания 5 реактивная тяга может возрасти в десятки раз, что в принципе недостижимо в форсажных газотурбинных двигателях.

Изменение режима работы двигателя в высотных условиях осуществляется регулятором расхода 41, а при полете летательного аппарата, оборудованного таким двигателем в плотных слоях атмосферы при помощи привода 25 насоса 26. Подача горючего и окислителя в газогенератор 30 по мере снижения высоты полета может быть значительно уменьшена.

При переходе летательного аппарата, оборудованного указанным двигателем, в более плотные слои атмосферы отключают газогенератор 30, для этого перекрывают отсечные клапаны 40 и 43 и прекращают подачу окислителя и горючего и двигатель переходит на использование в качестве окислителя атмосферного воздуха, что более экономично.

Для окончательного выключения двигателя после посадки летательного аппарата прекращаю подачу топлива насосом 26. В качестве топлива может использоваться то же горючее, которое используется в газогенераторе 30 (на фиг. 1…17 такой вариант не показан).

Применение изобретения позволило:

1. Обеспечить работоспособность газотурбинного авиационного двигателя на очень больших высотах (более 30000 м и в космосе)

2. Обеспечить управляемость многоцелевыми летательными аппаратами, способными маневрировать как в космосе, так и в плотных слоях атмосферы.

2. Значительно повысить форсажную тягу газотурбинного двигателя за счет применения газогенератора.

3. Улучшить надежность запуска газотурбинного двигателя, особенно в высотных условиях за счет использования при запуске горячего газогенераторного газа и применения лазерных воспламенителей.

4. Обеспечить работоспособность газотурбинного двигателя в космических условиях.

5. Обеспечить управление по углу крена, летательных аппаратов, оборудованных таким двигателем (двигателями) в условиях очень разреженной атмосферы и в космосе за счет применения блоков сопел крена.

1. Газотурбинный авиационный двигатель, содержащий корпус, компрессор, турбину, реактивное сопло и основную камеру сгорания, соединенную воздушным трактом с компрессором, отличающийся тем, что вне корпуса установлен газогенератор, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, а к выходу - газовод, соединенный с воздушным трактом.

2. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что на наружной поверхности корпуса перед основной камерой сгорания установлен кольцевой коллектор, с которым соединен газовод, а полость кольцевого коллектора сообщается с воздушным трактом отверстиями или патрубками.

3. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что внутри воздушного тракта установлен перфорированный коллектор, который соединен с газоводом.

4. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что камера сгорания содержит, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство.

5. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор содержит, по меньшей мере, одно лазерное запальное устройство.

6. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что газогенератор соединен трубопроводами окислителя и горючего с турбонасосным агрегатом, имеющим насосы горючего, окислителя и турбину.

7. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он выполнен двухконтурным.

8. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он выполнен с форсажной камерой.

9. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что он содержит блоки сопла крена, соединенные трубопроводами с газоводом.

10. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 9, отличающийся тем, что блоки сопел крена содержат по два оппозитно установленных сопла крена.

11. Газотурбинный авиационный двигатель по п. 1, отличающийся тем, что реактивное сопло выполнено с возможностью управления вектором тяги.

12. Способ форсирования газотурбинного авиационного двигателя, включающий увеличение расхода рабочего тела через основную камеру сгорания, отличающийся тем, что в воздушный тракт вводят газогенераторный газ с избытком окислителя из газогенератора, к входу которого присоединены трубопроводы окислителя и горючего, и одновременно увеличивают расход топлива.