Воздушный турбореактивный двигатель — Air turborocket

турбореактивный двигатель представляет собой разновидность комбинированного цикла реактивного двигателя . Базовая схема включает газогенератор , который производит газ под высоким давлением, который приводит в действие узел турбина / компрессор, который сжимает атмосферный воздух в камеру сгорания. Затем эта смесь сжигается перед тем, как покинуть устройство через сопло и создать тягу.

Есть много разных типов турбореактивных двигателей. Различные типы обычно различаются по принципу работы газогенераторной части двигателя.

Воздушные турбореактивные двигатели часто называют турбореактивными двигателями , турбореактивными ракетами , турбодетандерами и многими другими. Поскольку нет единого мнения о том, какие названия относятся к каким конкретным концепциям, разные источники могут использовать одно и то же имя для двух разных концепций.

Содержание

1 Преимущества
2 Типы
- 2.1 Turborocket
  - 2.1. 1 Общие сведения
- 2.2 Воздушный турбореактивный двигатель
- 2.3 Условия использования турбореактивного двигателя
3 Сравнение авиационного турбореактивного двигателя со стандартным ракетным двигателем
4 См. Также
5 Ссылки
- 5.1 Примечания
- 5.2 Библиография
6 Внешние ссылки

Преимущества

Преимущество этой установки состоит в повышении удельного импульса по сравнению с ракетой. При той же несущей массе топлива, что и у ракетного двигателя, общая мощность воздушной турбореактивной ракеты намного выше. Кроме того, он обеспечивает тягу в гораздо более широком диапазоне скоростей, чем ПВРД, но при этом намного дешевле и проще в управлении, чем газотурбинный двигатель. Воздушная турбореактивная ракета заполняет нишу (с точки зрения стоимости, надежности, прочности и продолжительности тяги) между твердотопливным ракетным двигателем и газотурбинным двигателем для ракетного применения.

Турбореактивный двигатель

A турбореактивный двигатель — тип авиационного двигателя , сочетающий в себе элементы реактивного двигателя и ракета . Обычно он включает многоступенчатый вентилятор, приводимый в действие турбиной, который приводится в действие горячими газами, выходящими из серии небольших ракетоподобных двигателей, установленных вокруг входа в турбину. Выхлопные газы турбины смешиваются с воздухом, выпускаемым вентилятором, и сгорают с воздухом из компрессора перед тем, как выйти через сходящееся-расходящееся сопло .

Предпосылки

Когда реактивный двигатель поднимается достаточно высоко в атмосфере, кислорода недостаточно для сжигания реактивного топлива . Идея турбореактивного двигателя состоит в том, чтобы пополнить атмосферный кислород бортовым источником. Это позволяет работать на гораздо большей высоте, чем позволяет нормальный двигатель.

Конструкция турбореактивного двигателя имеет ряд преимуществ и недостатков. Это не настоящая ракета, поэтому она не может работать в космосе. Охлаждение двигателя не проблема, потому что горелка и ее горячие выхлопные газы расположены за лопатками турбины.

Воздушный турбореактивный двигатель

Воздушный турбореактивный двигатель представляет собой комбинированный цикл. двигатель, объединяющий аспекты турбореактивных и прямоточных двигателей . Турбореактивный двигатель представляет собой гибридный двигатель, который по существу состоит из турбореактивного двигателя, установленного внутри ПВРД. Сердечник турбореактивного двигателя установлен внутри канала, который содержит камеру сгорания после сопла турбореактивного двигателя. Турбореактивный двигатель может работать в турбореактивном режиме на взлете и во время полета на малой скорости, но затем переключаться в режим ПВРД для разгона до высоких чисел Маха.

Работа двигателя регулируется с помощью перепускных заслонок, расположенных сразу после диффузора. Во время полёта на малых скоростях управляемые заслонки закрывают байпасный канал и нагнетают воздух непосредственно в компрессорную часть турбореактивного двигателя. Во время высокоскоростного полета закрылки блокируют поток в турбореактивный двигатель, и двигатель работает как ПВРД, используя заднюю камеру сгорания для создания тяги. Двигатель будет работать как турбореактивный во время взлета и набора высоты. При достижении высокой дозвуковой скорости часть двигателя после турбореактивного двигателя будет использоваться в качестве форсажной камеры для ускорения самолета выше скорости звука.

На более низких скоростях воздух проходит через входное отверстие и затем сжимается осевым компрессором . Этот компрессор приводится в действие турбиной , которая приводится в действие горячим газом под высоким давлением из камеры сгорания. Эти начальные аспекты очень похожи на то, как работает турбореактивный двигатель, однако есть несколько отличий. Во-первых, камера сгорания в турбореактивном двигателе часто отделена от основного воздушного потока. Вместо объединения воздуха из компрессора с топливом для сгорания в камере сгорания турбореактивного двигателя в качестве топлива для камеры сгорания могут использоваться водород и кислород , находящиеся на борту самолета.

Сжатый компрессором воздух проходит через камеру сгорания и турбинную часть двигателя, где он смешивается с выхлопом турбины. Выхлоп турбины может быть сконструирован так, чтобы быть богатым топливом (т.е. камера сгорания не сжигает все топливо), который при смешивании со сжатым воздухом создает горячую топливно-воздушную смесь, готовую снова гореть. В этот воздух впрыскивается больше топлива, где оно снова сгорает. Выхлопные газы выбрасываются через сопло , создавая тягу.

Условия использования турбореактивного двигателя

Турбореактивный двигатель используется в условиях ограниченного пространства, так как он занимает меньше пространство, чем отдельные ПВРД и турбореактивные двигатели. Поскольку ПВРД должен уже двигаться на высоких скоростях, прежде чем он начнет работать, воздушное судно с ПВРД не может взлетать с взлетно-посадочной полосы своим ходом; в этом преимущество турбореактивного двигателя, который входит в семейство газотурбинных двигателей. Турбореактивный двигатель не полагается исключительно на движение двигателя для сжатия набегающего воздушного потока; вместо этого турбореактивный двигатель содержит некоторые дополнительные вращающиеся механизмы, которые сжимают поступающий воздух и позволяют двигателю работать во время взлета и на малых скоростях. Для потока от 3 до 3,5 Маха во время крейсерского полета, на скоростях, на которых турбореактивный двигатель не мог работать из-за температурных ограничений его лопастей турбины, эта конструкция обеспечивает возможность работы от нулевой скорости до скорости более 3 Маха с использованием лучших характеристик обоих двигателей. турбореактивный и прямоточный воздушно-реактивный двигатель объединены в одном двигателе.

Читать еще: Высокие обороты на теплом двигателе

Воздушная турбореактивная ракета против стандартного ракетного двигателя

В приложениях, которые остаются относительно в атмосфере и требуют более длительных периодов низкой тяги в определенном диапазоне скоростей воздуха Турбореактивная ракета может иметь преимущество по весу перед стандартным твердотопливным ракетным двигателем. С точки зрения требований к объему ракетный двигатель имеет преимущество из-за отсутствия воздуховодов и других устройств управления воздухом.

ПД-14 — инновационный российский двигатель

ПД-14 — первый авиационный маршевый двигатель, созданный в современной России. Последней аналогичной разработкой был авиадвигатель четвертого поколения ПС-90А, выпущенный в СССР в конце 1980-х.

Идея создания двигателя нового поколения появилась в конце 90-х годов. Российской двигателестроительной отрасли требовался проект, который стимулировал бы ее развитие и помог устранить накопившееся технологическое отставание от стран-лидеров.

Конечно, подобный глобальный проект не мог быть реализован одним конструкторским бюро или заводом. Изначально закладывалось участие практически всех отечественных двигателестроительных предприятий и профильных НИИ. В 2008 году было подписано соглашение о создании двигателя, который получил название ПД-14 (перспективный двигатель тягой 14 тонн). Головным разработчиком и головным изготовителем стали пермские предприятия Госкорпорации Ростех «ОДК-Авиадвигатель» и «ОДК-Пермские моторы» соответственно.

Первые наземные испытания ПД-14 прошли в 2012 году, первые летные — в 2015-м. В 2018 году Росавиация выдала двигателю сертификат типа, подтверждающий готовность изделия к производству и эксплуатации. В связи с вступлением в силу в январе 2020 года нового международного стандарта, в котором были изменены нормы дымности и эмиссии нелетучих частиц, ПД-14 прошел дополнительные испытания по определению эмиссии и получил соответствующее одобрение главного изменения в Росавиации.

Двигатель ПД-14 разработан для перспективного российского лайнера МС-21-310 («Магистральный самолет XXI века»). Он относится к самому массовому сегменту пассажирских самолетов − ближне-среднемагистральным узкофюзеляжным авиалайнерам. МС-21 — авиамашина нового поколения, которая объединяет в себе передовую аэродинамику, современные материалы, высокоэффективную силовую установку и продвинутые системы управления, а также новые решения для комфорта пассажиров. Работы над самолетом велись параллельно с разработкой двигателя. Вместе с такими перспективными моделями отечественного и совместного производства, как Ил-114, SSJ100 и CR929, самолет МС-21 может обеспечить полноценное присутствие российского авиапрома на мировом рынке гражданских лайнеров. По прогнозам экспертов, МС-21 может занять от 5 до 10% мирового рынка в своем сегменте.

Стоит отметить, что на сегодняшний день в мире существует всего четыре государства, способные по полному циклу создавать современные турбовентиляторные двигатели: Россия, США, Великобритания и Франция. И каждое строго охраняет результаты исследований и свои ноу-хау в двигателестроении. Например, Франция производит горячую часть двигателей SaM‑146 только на своей территории.

Одним из показателей уровня двигателестроения в стране является собственное производство лопаток турбин для авиадвигателей. В России такое производство есть. Уже сегодня на «ОДК-Пермские моторы» Объединенной двигателестроительной корпорации Ростеха создаются центры специализации по различным направлениям с современным технологическим оборудованием и высококвалифицированными специалистами. В реализации 4 проекта: «Лопатки турбины», «Валы ГТД», «Линии конечной сборки», «Центр теплозащитных покрытий». В стадии запуска находятся еще два — «Компрессор и турбина» и «Корпуса и камеры сгорания».

Проект ПД-14, помимо создания самого двигателя, включает в себя важнейший элемент — обеспечение послепродажного обслуживания. Планируется большой объем работ по этому направлению: создание центра поддержки с круглосуточной работой 365 дней в году, открытие сети полевых представительств, станций обслуживания двигателей, обеспечение замены модулей в эксплуатации. Ожидается, что это все в совокупности должно увеличить маркетинговые перспективы нового российского двигателя.

Разработка современного турбореактивного двигателя — более длительный процесс, чем разработка самого самолета. ПД-14 разрабатывался на основе проверенных временем конструкторских решений с применением современных технологий. При этом ставилось условие использовать преимущественно отечественные материалы. Конструкторами было разработано и внедрено 16 ключевых технологий.

При создании двигателя использованы новые высокопрочные российские титановые и никелевые сплавы. Конструкция мотогондолы на 65% состоит из композиционных полимерных материалов, освоенных российской промышленностью. Благодаря этому снижается масса двигателя. Всего в ПД-14 использовано около 20 новых российских материалов.

Внедренные инновации позволили снизить расход топлива, сделав ПД-14 более экологичным и экономичным. Предполагается, что эксплуатационные расходы ПД-14 будут ниже на 14-17%, чем у существующих аналогичных двигателей, а стоимость жизненного цикла ниже на 15-20%.

ПД-14 конкурирует с перспективными продуктами аналогичного назначения лидеров мирового авиадвигателестроения: двигателями PW1400G (самолет МС-21) и PW1100G (самолет А320NEO) компании Pratt & Whitney, а также двигателями Leap-1А (самолет А320NEO) и Leap-1В (самолет В737 МАХ) консорциума CFMI (компании General Electric и Snecma). Двигатель ПД-14 не уступает конкурентам по сумме технико-экономических параметров.

Необходимо подчеркнуть, что сфера применения двигателей семейства ПД не ограничится летательными аппаратами. Турбореактивные двигатели на базе единого газогенератора можно будет использовать в промышленных целях в составе электрогенераторных и газоперекачивающих установок. Перед конструкторами стояла задача разработать унифицированный газогенератор, ключевой элемент двигателя, на базе которого можно было бы производить установки различных мощностей для использования в авиации и на земле.

ПД-14 — это первый двигатель в будущем семействе, разработанный для авиалайнера МС-21-300. Среди его ближайших «родственников», планируемых к выпуску Объединенной двигателестроительной корпорацией − модификации ПД-14А для самолета МС-21-200 и ПД-14М для самолета МС-21-400.

Читать еще: Двигатель 1zz как подтянуть цепь

Газогенератор газотурбинного двигателя

Владельцы патента RU 2634981:

Газогенератор газотурбинного двигателя включает в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости. Кольцевая полость сообщена на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщена с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины. Между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость. Изобретение направлено на повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. 2 ил.

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может найти применение при разработке высокотемпературных турбин газотурбинных двигателей.

Для охлаждения рабочих лопаток высокотемпературных газогенераторов используются два принципиальных вида отборов охлаждающего воздуха: отбор от промежуточной ступени компрессора; отбор из вторичной зоны камеры сгорания (за компрессором).

Выбор места отбора определяется потребной напорностью (перепадом давления в тракте охлаждения) рабочей лопатки и располагаемым хладоресурсом (разностью температур газа и охладителя).

Отбор воздуха из зоны вторичного воздуха камеры сгорания позволяет реализовать высоконапорные схемы охлаждения, в том числе и конвективно-пленочные, но обладает сниженным хладоресурсом из-за высокой температуры воздуха. Этот недостаток может быть устранен размещением в трассе подвода воздуха к рабочей лопатке теплообменника, обдуваемого потоком воздуха II контура, что реализовано в газогенераторе турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой АЛ-31Ф (Турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой АЛ-31Ф / Учебное пособие, под редакцией А.П.Назарова, издание ВВИА им. Н.Е.Жуковского, 1987 г., стр. 128-130). Это, в свою очередь, приводит к частичной потере напорности охладителя, а также к загромождению II контура и дополнительному весу. Дополнительным недостатком такого отбора является снижение экономичности газогенератора из-за энергетических затрат на сжатие воздуха.

Отбор воздуха от промежуточной ступени компрессора реализован в турбореактивном двухконтурном двигателе НК-56 (Учебное издание: Системы отбора воздуха из компрессора и транспортирование к потребителю: методические указания / составитель Н.Н. Старцев. — Самара: Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета, 2011 г., стр. 45-46), в котором между трактовым кольцом пятой ступени компрессора высокого давления и диском пятой ступени организована кольцевая щель, через которую отбирается воздух внутрь ротора и подается через вал турбины на охлаждение рабочей лопатки турбины среднего давления, так как его напорности недостаточно для охлаждения рабочей лопатки турбины высокого давления.

Наиболее близким к заявленному является турбореактивный двухконтурный двигатель РД-33 (А.С. Виноградов, конструкция ТРДД РД-33, Электронное учебное пособие, Министерство образования и науки РФ. Издательство Самарского государственного аэрокосмического университета им.С.П. Королева, Самара, 2013), в котором охлаждающий воздух отбирается от пятой ступени компрессора высокого давления внутрь ротора и далее транспортируется внутри вала, попадая через отверстия во фланце диска турбины высокого давления в кольцевой зазор между дисками покрывным и основным, откуда после поджатия, благодаря наличию радиальных ребер на покрывном диске, поступает к охлаждаемым рабочим лопаткам.

Недостатком прототипа является ограниченная напорность, препятствующая применению перспективных схем охлаждения рабочих лопаток и вместе с этим форсированию газогенератора, а также ограниченный ресурс диска покрывного из-за наличия радиальных ребер.

Задачей настоящего изобретения является повышение напорности системы охлаждения рабочих лопаток турбины высокого давления при отборе от промежуточной ступени компрессора путем использования смеси воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора, с воздухом, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, а также повышения ресурса диска покрывного с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер.

Поставленная задача решается тем, что в газогенераторе газотурбинного двигателя, включающего в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток на выходе, а на входе через отверстия во фланце диска основного, сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, согласно изобретению между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный с зоной вторичного воздуха камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость рабочего колеса.

Выполнение на входе в междисковую кольцевую полость радиального кольцевого зазора между диском покрывным и фланцем диска основного позволяет разместить в нем аппарат спутной закрутки и осуществить выпуск закрученного высокоэнергетического потока воздуха, отобранного из зоны вторичного воздуха камеры сгорания, непосредственно в междисковую кольцевую полость, при смешении которого с воздухом, отобранным от промежуточной ступени компрессора, повышается напорность воздуха, отбираемого от промежуточной ступени компрессора.

По сути, высокоэнергетический закрученный поток воздуха, вышедший из аппарата спутной закрутки, эжектирует поток воздуха, отбираемый от промежуточной ступени компрессора, и обеспечивает их интенсивное смешение.

Читать еще: Двигатель shanghai технические характеристики

Степень эжекции и напорность смеси зависит от соотношения расходов высокоэнергетического и низконапорного потоков воздуха.

Варьируя этими величинами для каждого конкретного газогенератора, возможно подобрать их оптимальное соотношение, удовлетворяющее необходимой напорности и температуре смеси.

Проведенное вычислительное моделирование при различных соотношениях в смеси расходов воздуха как отбираемого от промежуточной ступени, так и высокоэнергетического воздуха, отбираемого из вторичной зоны камеры сгорания, показало повышение напорности смеси по сравнению с прототипом даже при исключении подкачивающих ребер на диске покрывном.

Технический результат, на достижение которого направлено заявленное изобретение, заключается в повышении эффективности охлаждения рабочих лопаток и ресурса диска покрывного, с одновременным снижением его массы за счет исключения ребер. Это, в свою очередь, приводит к меньшей подгрузке диска основного, несущего диск покрывной, что повышает ресурс, и диска основного.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 приведена принципиальная схема газогенератора с отбором охлаждающего воздуха от промежуточной ступени компрессора, а на фиг. 2 приведен увеличенный фрагмент фиг. 1.

Газогенератор включает в себя осевой компрессор 1, камеру сгорания 2, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками 4 и диском основным 5 с выполненными на его фланце 6 отверстиями 7 и несущим на себе диск покрывной 8 с образованием между ними кольцевой полости 9, сообщенной на выходе с внутренними полостями рабочих лопаток 4, а на входе через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 сообщенной с подходящей по давлению проточной частью промежуточной ступени 10 компрессора через внутреннюю полость вала 11, соединяющего роторы компрессора 1 и турбины, при этом между диском покрывным 8 и фланцем 6 диска основного 9 выполнен радиальный кольцевой зазор 12, в котором размещен аппарат спутной закрутки 13, сообщенный на входе с зоной вторичного воздуха 3 камеры сгорания 2, а на выходе с полостью радиального кольцевого зазора 12, сообщенной на выходе с междисковой полостью 9.

В работе воздух, отобранный от промежуточной ступени 10 компрессора 1, двигаясь по стрелке А внутрь ротора компрессора, охлаждает ступицы дисков последних ступеней компрессора и вал 11, соединяющий роторы компрессора и турбины. Проходя через отверстия 7 во фланце 6 диска основного 5 турбины высокого давления, охлаждающий воздух частично закручивается по вращению. При выходе из отверстий в радиальный кольцевой зазор 12 охлаждающий воздух дополнительно закручивается спутным высокоперепадным потоком воздуха, отбираемым из зоны вторичного воздуха камеры сгорания и подводимым к аппарату спутной закрутки. Последующее движение воздуха осуществляется в радиальном направлении к рабочим лопаткам 4 из междисковой кольцевой полости 9.

Газогенератор газотурбинного двигателя, включающий в себя осевой компрессор, камеру сгорания, турбину высокого давления с охлаждаемыми рабочими лопатками и диском основным с выполненными на его фланце отверстиями и несущим на себе диск покрывной с образованием между ними кольцевой полости, сообщенной на выходе с внутренними полостями охлаждаемых рабочих лопаток, а на входе через отверстия во фланце диска основного сообщенной с подходящей по уровню давления проточной частью промежуточной ступени компрессора через внутреннюю полость вала, соединяющего роторы компрессора и турбины, отличающийся тем, что между диском покрывным и фланцем диска основного выполнен радиальный кольцевой зазор, в полости которого размещен аппарат спутной закрутки, сообщенный со вторичной зоной камеры сгорания на входе и полостью радиального кольцевого зазора на выходе, переходящей в междисковую кольцевую полость.

Двигателестроение: тематические новости металлургии.

ОДК поставит Минобороны РФ восемь двигателей для Ту-160М

Двигателестроение
Минобороны РФ
ОДК

На ООО «Электротяжмаш-Привод» изготовлен многофазный вентильно-индукторный гребной электродвигатель

Двигателестроение
Электротяжмаш-Привод
двигатель

ОДК представила макет гибридного двигателя для морской авиации

Двигателестроение
двигатели
ОДК
газотурбинные двигатели
ОДК-Климов

На предприятии ОДК организована новая линия неразрушающего контроля лопаток турбины

Двигателестроение
ОДК
турбины

Испытательная база ОДК-Климов аккредитована Росавиацией

ОДК
Двигателестроение
сертификация

Ростех создает двигатель ПД-8 с использованием технологии компьютерного зрения

Двигателестроение
ОДК
Ростех
машинное зрение

Российский самолет со сверхпроводящим электродвигателем совершил первый полет

Двигателестроение
самолетостроение
электросамолет
ЦИАМ

ОДК представила промышленную турбину на базе нового авиадвигателя ПД-14

Двигателестроение
ОДК
газотурбинные двигатели
газотурбинные электростанции

Стартовал проект разработки авиадвигателей на водородном топливе

Двигателестроение
ОДК
Ростех
Авиадвигатель
водородные технологии

«ОДК-Климов» начал разработку двигателя для нового регионального самолета

Двигателестроение
самолетостроение
ОДК
ОДК-Климов
УЗГА

Ростех поставил двигатели для завершения сертификации индийского самолета

Авиастроение
Индия
Двигателестроение
ОДК
Ростех

«Салют» завершил сборку агрегата для демонстратора двигателя ВК-1600В

Двигателестроение
Салют
ОДК
Вертолетостроение

Новикомбанк финансирует производство новых отечественных авиадвигателей ПД-14 разработки ОДК

Двигателестроение
ОДК
Ростех
Авиадвигатель
ОДК — Пермские моторы
Новикомбанк

Создаваемый ОДК гибридный двигатель для авиации будет иметь мощность 680 л. с.

Двигателестроение
ОДК
Ростех
ОДК-Климов

ОДК поставила газоперекачивающие агрегаты на Береговое месторождение на Ямале

Двигателестроение
Новатэк
ОДК
Ростех

ОДК поставит еще четыре дизель-газотурбинных агрегата для новых фрегатов

Северная верфь
Судостроение
Двигателестроение
ОДК
Ростех

Серийное производство вертолетного двигателя ВК-650В начнется в 2023 году

Двигателестроение
Вертолеты
Вертолетостроение

ОДК поставила «Новатэку» силовой агрегат для заполнения газовых хранилищ

Двигателестроение
Новатэк
ОДК
газотурбинные двигатели
газовая промышленность
газотурбинное оборудование

ОДК успешно завершила первый этап испытаний газогенератора для SSJ-NEW

Авиастроение
Двигателестроение
ОДК
Ростех

Осенью ОДК начнет испытание узлов двигателя сверхбольшой тяги ПД-35

Двигателестроение
ОДК
Ростех