И ГИПЕРЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Перспективы развития существующих типов авиационных ГТД(с точки зрения теории авиационных двигателей) состоят в дальнейшем повышении параметров их рабочего процесса, снижения габаритов и удельной массы, снижение заметности и улучшения экологических параметров (шума и выброса вредных веществ).

Повышение максимально допустимой температуры газов перед турбиной обеспечивается, главным образом, за счет применения новых схем охлаждения лопаток и в том числе «проникающего « охлаждения, подобного пористому охлаждению, которое мы рассматривали при теории турбин. У двигателей четвертого поколения, как известно, температура достигает » 1600 К. У готовящихся к производству двигателей пятого поколения она составит примерно 1750 К. А у двигателей шестого поколения предполагается поднять её до 1900 … 2100 К. Опытные разработки лопаток турбины, выдерживающих такую температуру, имеются в Центральгом институте авиационного моторостроения (ЦИАМ) им. П.И. Баранова.

Увеличение расчетной степени повышения давления в компрессоредолжно сопровождать увеличении температуры газов, так как , как вы знаете, растет с ростом Δ. Поэтому у двигателей 5-го поколения расчетные значения возрастут до 30 … 40, а у 6-го поколения могут достичь 45 … 50. Но при этом для того, чтобы масса и стоимость изготовления компрессора не получили существенного увеличения, число ступеней в каскадах компрессора предполагается существенно снизить за счет увеличения окружных скоростей и увеличения коэффициента нагрузки .

Снижение удельной массы двигателей будет достигнуто при этом как за счет возрастания , так и за счет снижения числа ступеней в каскадах компрессора и турбины. У ТРДДФсм 4-го поколения удельная масса составляет примерно 0,012 кг/Н, у двигателей 5-го поколения она будет порядка 0,01 кг/Н, а у двигателей 6-го поколения может достичь 0,006 … 0,008 кг/Н.

Снижения уровня выброса вредных веществ, образующихся в результате неполного сгорания топлива и некоторых побочных реакций, должно быть достигнуто за счет совершенствования организации процесса горения топлива в камерах сгорания ГТД. При этом нормы допустимого уровня выброса этих веществ периодически ужесточаются международной организацией ИКАО.

Снижение тепловой заметности двигателей может быть достигнуто как за счет снижения «дымности» выходящей из двигателя струи газов (так как продукты полного сгорания СО₂ и Н₂О имеют малую степень черноты), так и за счет применения выходных устройств такой формы, которая делает менее видимыми через них элементы горячей части двигателя.

Уровень шума, производимого двигателем в полете (и особенно на взлете), также ограничивается для гражданских и военно-транспортных самолетов нормами ИКАО. Он значительно снижается в ТРДДсм по сравнению с ТРДД без смешения потоков. Поэтому двигатели со смешением потоков за турбиной находят все более широкое применение. Кроме того, для снижения шума могут использоваться гофрированные сопла (для ускорения смешения реактивной струи с окружающим воздухом), а для уменьшения шума вентилятора - значительное увеличение осевого зазора между РК и НА вентилятора и шумопоглощающие покрытия в воздухозаборнике.

Решение всех этих задач предполагает с целью снижения потребного объема опытно-конструкторских разработок и испытаний применение методов математического моделирования пространственного течения вязкого газа и других протекающих в элементах двигателей процессов путем численного решения уравнений Навье-Стокса (с учетом турбулентности), уравнений теплопередачи, кинетики химических реакций и т.п. с помощью современных ЭВМ.