Близнюк В., Васильев Л., Вуль В. и др.
«Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах»
Проблемы сверхзвукового полета
Силовая установка сверхзвукового пассажирского самолета
Быстрое развитие аэро- и газодинамики, прогресс в практическом применении газовых турбин, появление в 40-е годы дозвуковой реактивной авиации, а в 50-60-е годы — военных сверхзвуковых самолетов (в том числе сверхзвуковых бомбардировщиков Ту-22 и Ту-128) сделали актуальным создание сверхзвукового пассажирского самолета, способного вдвое сократить время дальних перелетов.
Крейсерское число М для СПС в Европе и в нашей стране было выбрано на уровне М=2-2,2, с тем чтобы сохранить для основной конструкции самолета возможность применения хорошо освоенных алюминиевых сплавов.
Создание сверхзвуковой силовой установки (СУ) является одной из наиболее сложных проблем при проектировании любого сверхзвукового самолета, так как условия сверхзвукового полета существенно влияют на рабочий цикл и конструкцию основных элементов СУ: двигателя, воздухозаборника, реактивного сопла, топливной, масляной и других систем. Кроме того, для СПС появляются дополнительные требования по повышению уровня надежности и экономичности, увеличению ресурса, выполнению экологических требований и норм. В связи с этим создание СУ СПС потребовало решения большого комплекса аэродинамических, конструктивных, технологических и эксплуатационных задач для возможной оптимизации всех аспектов создания конкурентоспособного самолета.
Аэро- и газодинамические особенности сверхзвукового обтекания СУ
При торможении воздуха в пограничном слое (от трения) или перед препятствием (передней кромке воздухозаборником) происходит его нагрев, пропорциональный квадрату скорости полета. При сверхзвуковой скорости этот подогрев достигает значительной величины, например при М=2,2 подогрев в зоне полного торможения достигает ΔtТОРМ=209,5°С и температура заторможенного воздуха на высоте Н=11 км в стандартных условиях будет равна 153°С. Практически такую же полную температуру имеют передние кромки, воздух, входящий в воздухозаборник, поверхности канала и передней части двигателя. На наружных поверхностях самолета, отдаленных от передних кромок, температура снижается и составляет 110-130°С.
Такой уровень температур существенно влияет на выбор и характеристики применяемых материалов, а также на работу двигателя.
Скоростной напор набегающего потока также пропорционален квадрату его скорости и,
кроме того, пропорционален плотности обтекающего воздуха. С тем чтобы не допустить чрезмерного роста нагрузок на конструкцию самолета, сверхзвуковые скорости разрешаются только на больших высотах, где плотность воздуха сильно падает. Но происходящее при этом значительное повышение степени аэродинамического
сжатия, т.е. отношения давления торможения воздуха перед двигателем к атмосферному давлению вызывает соответствующее увеличение отношения давлений газа перед соплом к атмосферному до чин 12-20. Для сравнения укажем, что на дозвуковых скоростях это отношение равно 2-4, при котором простое сужающееся сопло является практически оптимальным. Во избежание значительных потерь тяги и экономичности СУ при больших перепадах давлений, необходимо применение сверхзвукового сопла, имеющего вначале сужающуюся часть, а затем расширяющуюся.
Важнейшая особенность сверхзвукового обтекания тел и торможения потока перед препятствиями заключается в том, что поток не может заранее растекаться перед препятствием и плавно его обтекать, как это происходит при дозвуковых скоростях. Причина этого явления в том, что волна возмущения (давления) от обтекаемого тела, деформирующая (подготавливающая) поток, распространяется вперед со скоростью звука (и не может предупредить набегающий поток о препятствии). Поэтому сверхзвуковой поток как бы «натыкается» на тупое препятствие, в результате чего в потоке перед телом образуется прямой скачок уплотнения (ударная волна), в котором сверхзвуковая скорость резко (скачком) переходит в дозвуковую скорость с большой потерей энергии, растущей с увеличением числа М.
Эти потери значительно снижаются установкой перед входом в канал тонкого многоступенчатого клиновидного тела, постепенно тормозящего и поворачивающего сверхзвуковой поток в косых скачках уплотнения (см. раздел «Воздухозаборник»). Степень совершенства процесса торможения принято оценивать коэффициентом восстановления полного напора, обычно обозначаемого «σ» (или «ν»), равным отношению абсолютного полного давления в канале к идеальному, вычисленному для условия полного отсутствия энергетических потерь при торможении потока. Для наглядного представления о влиянии работу СУ числа М, σ и высоты полета в таблице приводится ряд примерных величин.
| Параметр | Обозначение | Размерность | |||||||
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Высота полета | H | км | 0 | 9 | 11 | 11 | 16 | 18 | 20 |
| Давление атм. | p | ат | 1,03 | 0,314 | 0,231 | 11 | 16 | 18 | 20 |
| Атм.температура | t | °С | 15 | -43,5 | -56,5 | -56,5 | -56,5 | -56,5 | -56,5 |
| Число М | M | 0 | 0,7 | 0,85 | 1,2 | 1,8 | 2,0 | 2,2 | |
| Скорость полета | V | км/ч | 0 | 765 | 903 | 1275 | 1912 | 2124 | 2337 |
| Коэффициент прямого скачка | σпс | 0,9 | 0,97 | 0,97 | 0,96 | 0,788 | 0,699 | 0,609 | |
| Коэффициент по стандарту ЦАГИ | σст | 0,9 | 0,97 | 0,97 | 0,97 | 0,94 | 0,92 | 0,9 | |
| Давление воздуха перед двигателем | P | ат | 0,93 | 0,423 | 0,36 | 0,544 | 0,57 | 0,555 | 0,542 |
| Подогрев за счет торможения | Δt | °С | 0 | 22,6 | 31,3 | 62,4 | 140 | 173,5 | 209,5 |
| Температура воздуха на входе в СУ | t | °С | 15 | -21 | -25 | 6 | 84 | 117 | 153 |
Выбор двигателя для силовой установки самолета Ту-144
К 60-м годам значительное распространение в авиации получили двухконтурные турбореактивные двигатели (ДТРД), иногда называемые также турбовентиляторными (ТВРД), в которых перед компрессором располагается вентилятор (обычно 1-3 ступенчатый), воздух из которого частично поступает
в компрессор, а частично, снаружи него, прямо в сопло. Отношение этих расходов воздуха G наружн/ G компр (в кг/с) называют степенью двухконтурности двигателя и обозначают m. Двухконтурные двигатели для дозвуковых самолетов строились вначале с m=0,5...1, а затем, по мере прогресса двигателестроения, — с большей двухконтурностью, что повышало экономичность двигателя и снижало его шум. Однако при этом габариты и масса двигателя возрастали. Современные дозвуковые двигатели имеют m= 5...9, а опытные образцы даже до 16. Нетрудно заметить, что турбореактивный двигатель (ТРД) и турбовинтовой двигатель (ТВД) можно рассматривать как частные случаи ДТРД, первый m=0, второй при значениях m порядка 50-100.
В военных ДТРД, особенно на сверхзвуковых режимах, обычно применяется форсаж, т.е. сжигание топлива перед соплом внешнего контура или перед объединенным соплом, в котором предварительно смешиваются потоки обоих контуров. Форсаж значительно повышает тягу двигателя без увеличения его габаритов и при малом увеличении массы (веса), но сильно ухудшает экономичность, дополнительное сжигание топлива происходит перед соплом при относительно малом давлении. Расчеты характеристик различных бесфорсажных двигателей для СПС с режимом крейсерского полета M=2-2,2, проведенные в нашей стране и в западных странах, показали, что оптимальная степень двухконтурности m изменяется в пределах от 0 до 1,5 в зависимости от принятого уровня аэродинамического и весового совершенства и, что весьма существенно, от того, сколько в общем расходе топлива тратится на дозвуковую часть полета: взлет, дозвуковой набор высоты, снижение, заход на посадку, решения ухода на запасной аэродром и на полет с отказавшим двигателем. Может быть также запланирован участок полета над населенной территорией на дозвуковом режиме — во избежание звукового удара.
Перед Генеральным конструктором стал вопрос огромной важности — выбор двигателя для создания силовой установки самолета Ту-144. Были рассмотрены возможности основных отечественных Авиастроительных ОКБ.
Куйбышевское научно-производственное объединение было организовано в 1946 году под названием завод № 2. В 1982 году объединение было переименовано и получило название КНПО «Труд». С 1949 года главным конструктором и руководителем объединения был талантливый инженер Николай Дмитриевич Кузнецов. К началу 60-х годов был построен и испытан турбовинтовой двигатель ТВ-2Ф с мощностью N=5 000-6 000 л.с, который Н.Д. Кузнецов предлагал А.Н. Туполеву для самолета Ту-85. А.Н. Туполев двигатель ТВ-2Ф на самолет не взял, но хорошо запомнил настойчивого, способного и энергичного молодого главного конструктора. Вскоре он предложил Н.Д. Кузнецову построить ТВД класса 12 000 л.с. и в последующие годы активно помогал КНПО встать на ноги и превратиться в одно из самых мощных двигателестроительных предприятий. Сотрудничество продолжалось, и опытные спаренные двигатели с общим редуктором 2ТВ-2Ф (мощность 10 500 л.с.) уже были установлены на первом опытном самолете Ту-95 для летных испытаний.
Крупнейшим достижением Н.Д Кузнецова и его коллектива стало создание уникального ТВД НК-12 мощностью 12 000 л.с, затем его модификации НК-12МВ мощностью 15 000 л.с. и удельным расходом топлива в крейсерском полете Се= 0,158 кг/л.с.час. Долгие годы этот двигатель оставался самым мощным и самым экономичным авиадвигателем в мире и значительно способствовал успеху межконтинентального бомбардировщика Ту-95 и его морского варианта Ту-142, которые до сих пор успешно эксплуатируются в ВВС и ВМФ России. Двигатель устанавливался также на пассажирском самолете Ту-114 и на грузовом самолете Ан-22 («Антей»). Создание этого двигателя поставило Н.Д. Кузнецова в один ряд с крупнейшими двигателестроителями мира. Нужно отметить, что успеху КНПО также способствовал и
тот технический и организационный опыт, который получен в результате изучения опыта Германии и сотрудничества с высоквалифицированными немецкими специалистами (Бранднер, Шайбе и другие), работавшими в Куйбышеве в первые послевоенные годы.
На базе этих крупных достижений КНПО приступило к созданию двухконтурных турбореактивных двигателей (ДТРД). Широкую известность получил с начала 60-х годов двухкаскадный НК-8 (тяга 9,5-10,5 т), созданный на базе экспериментального НК-6 (тяга 20 т), разработанного ранее для модификации самолета Ту-22. Различные модификации НК-8 устанавливались на массовые самолеты Ил-62 и Ту-154. Были разработаны также варианты с форсажной камерой для боевого самолета Ту-22М.
С самого начала проектирования Ту-144 Н.Д. Кузнецов предложил А.Н. Туполеву разработать форсажный двигатель НК-144 с тягой 17-20 т на базе внутренней части (газогенератора) двигателя НК.
Хорошую конкуренцию проектам Н.Д. Кузнецова могло составить Рыбинское конструкторское бюро моторостроения (РКБМ).
В 1939 году в Московском авиационном институте было образовано КБ-2 под руководством талантливого конструктора Владимира Алексеевича Добрынина для постройки поршневого двигателя водяного охлаждения М-250. КБ переехало в Рыбинск и в 1966 году получило название РКБМ. Работа по поршневым двигателям завершилась выдающимся техническим успехом — созданием в 1950 самого мощного комбинированного двигателя ВД-4К (М-253К), с которым опытный самолет Ту-85 показал рекордную дальность 12 000 км. Двигатель имел ряд оригинальных идей и конструктивных решений: 6 блоков по 4 цилиндра располагались звездообразно, а в развале между ними устанавливались 3 импульсные турбины, которые использовали кинетическую энергию выхлопных газов и передавали мощность на коленчатый вал. Далее выхлопные газы вращали турбокомпрессор, поддерживающий мощность двигателя до высоты полета 10 км. Вокруг носка редуктора располагался кольцевой водяной радиатор, обдуваемый вентилятором, который приводился в действие от редуктора
двигателя. Двигатель имел рекордные показатели: мощность N=4300 л.с. и удельный расход Се = 0,140-0,150 кг/л.с. час.
С 1952 года РКБМ работает над созданием одновальных турбореактивных двигателей, строит мощную экспериментальную базу, изучает и внедряет новейшие достижения мирового двигателестроения. Первая разработка — двигатель ВД-5 — имеет рекордную для своего времени тягу от 13 до 19 т (с форсажем). Серийно строятся многие модификации — бесфорсажный ВД-7Б (тяга 9,5 т) для бомбардировщика «ЗМ» разработки В.М. Мясищева, форсажный ВД-7М (затем РД-7М-2) с тягой 16-16,5 т для сверхзвукового самолета-разведчика Ту-22. Дальнейшее развитие этого ряда привело к созданию опытного форсажного двигателя ВД-19 (тяга 13 т) для опытных самолетов новых разработок. В конце 50-х годов началасъ разработка форсажного двигателя РД-36-41 (тяга 16 т) для создаваемого в это время в ОКБ П.О. Сухого боевого сверхзвукового самолета со скоростью полета V=3000 км/час (М=2,82).
Назначенный в 1960 году главным конструктором РКБМ Петр Алексеевич Колесов активно продолжает серию РД-36 и предлагает А.Н. Туполеву проект одновального бесфорсажного двигателя РД-36-51А с тягой 20 т. С этого времени совместная работа РКБМ и ОКБ Туполева продолжилась в рамках программы Ту-144.
Другие известные авиамоторостроители: московское НПО «Союз» (А.А. Микулин, С.К. Туманский), Пермское МКБ (А.Д. Швецов, П.А. Соловьев), московское НПО «Сатурн» (A.M. Люлька) выпускали в 60-е годы первоклассные двигатели, но их размерность была недостаточной для Ту-144. Таким образом, практически выбор двигателя для самолета Ту-144 мог быть сделан между двухконтурным двигателем ДТРД типа НК-144 и одноконтурным ТРД типа РД-36-51А.
А.Н. Туполев решил установить на первую партию проектируемых самолетов Ту-144 двухконтурные форсажные двигатели НК-144 конструкции Куйбышевского научно-производственного объединения — КНПО «Труд», генеральным конструктором которого был Н.Д. Кузнецов.
Соображения для такого выбора были следующие:
- Предполагалось, что доля дозвукового участка полета будет значительной, а небольшая степень форсажа на сверхзвуковом крейсерском режиме незначительно ухудшит экономические характеристики для первоначально запланированной размерности самолета.
А.Н. Туполев поверил в Н.Д. Кузнецова — его технический талант, чувство нового, способность быстро и решительно преодолевать технические и организационные трудности, в те его качества, которые недавно проявились при создании уникального двигателя НК-12.
- Прототипы двигателя НК-144 - двигатели НК-8, а затем НК-22 (для самолета Ту-22) уже строились в КНПО «Труд», в них были вложены значительные средства. Работы продвигались достаточно успешно. Быстрое создание двигателя было очень важным для А.Н. Туполева, которому богатый опыт подсказывал, что в таком новом проекте, как СПС с длительными сверхзвуковыми режимами и нагревом конструкции, реальная летная практика может принести еще много неожиданностей, которые заранее невозможно предвидеть. Поэтому необходимо и важно было быстро и надежно начать сверхзвуковую эксплуатацию Ту-144, которая и смогла бы дать необходимые материалы для доводки и создания конкурентноспособного СПС.
16 июля 1963 года Постановлением Правительства СССР (проект Постановления был внесен Минавиапромом по предложению А.Н. Туполева) Конструкторскому бюро Н.Д. Кузнецова поручено создание двигателя НК-144 для самолета Ту-144. Двигатель НК-144 (как и его прототипы) был заложен в двухконотурной, двухвальной (двухкаскадной) схеме с осевым 12-ступенчатым компрессором, в том числе с 2-, в окончательном виде с 3-ступенчатым вентилятором, 3-ступенчатой турбиной, со степенью двухконтурности m=0,6.
В конструкции применены теплостойкие материалы, рассчитанные на температуры, характерные для сверхзвуковых режимов полета.
Форсажная камера (ФК) с плавным регулированием степени форсажа впервые была расположена перед общим соплом после смешения потоков внутреннего и внешнего контуров. Такое общее сопло повышает экономичность двигателя на 2-3% по сравнению со схемой с раздельными соплами.
За форсажной камерой находится эжекторное сверхзвуковое сопло с двумя рядами регулируемых створок. Газы, пройдя сужающиеся створки, регулируемые по степени форсажа, попадают в камеру — эжектор, где смешиваются с подпитывающим сопло воздухом из силовой установки, после чего выходят в атмосферу через 2-й ряд наружных створок (регулируемых по числу М полета). Эжекторное сопло легче, чем сопло с жестким контуром расширяющейся части (как у сопла Лаваля), но имеет большие потери давления.
К характерным особенностям двигателя относятся: высокие значения КПД компрессора и турбины (традиционные для КНПО «Труд»), лопатки компрессора из титана с дробеструйным упрочнением, многофорсуночная (по типу ракетных двигателей) камера сгорания, лопатки первой ступени турбины с развитым внутренним охлаждением (с турбулизаторами), система вывода двигателя из помпажа. Другие системы двигателя: запуска (от воздушной турбины), зажигания, гидромеханическая система perулирования, противообледенения передней части, привода моторных и самолетных агрегатов (электрогенераторы, гидронасосы), отбора воздуха от компрессора для самолетных нужд, контроля основных параметров, внутреннего пожаротушения — были выполнены по типовым схемам.
Основные данные двигателя НК-144 на разных этапах его создания приведены в таблице:
| Режимы полета и параметры | Разм. | Задано по Приказу министра | Высотные характеристики КНПО «Труд» | Госиспытания | Опытная модификация |
|---|---|---|---|---|---|
| 1964 | 1964 | 1975 | 1977 | ||
| НК-144 | НК-144 | НК-144А | НК-144В | ||
| H=0, M=0 | |||||
| Тяга взлетная с форсажем | кг | 17 500 | 17 500 | 20 000 | 22 000 |
| Тяга максимальная без форсажа | кг | 13 000 | |||
| Степень двухконтурности | 0,6 | 0,6 | 0,6 | ||
| Расход воздуха | кг/с | 242 | |||
| Температура газа | °К | 1360 | 1390 | ||
| Степень повышения давления | 14,2 | 14,75 | |||
| H=11, M=0,94 | |||||
| Тяга крейсерская без форсажа | кг | 3 000 | 3 000 | 3 000 | |
| Удельный расход топлива | кг/кг.т.ч | 0,965 | 0,92 | 0,94 | |
| H=11, M=1,2 | |||||
| Тяга максимальная с форсажом | кг | 11 800 | 11 800 | ||
| H=18, M=2,2 | |||||
| Тяга крейсерская с расчетным форсажем | кг | 3970 | 3970 | ||
| Удельный расход топлива | кг/кг.т.ч | 1,46 | 1,46 | ||
| Тяга крейсерская с форсажем | кг | 5000 | 5000 | 5000 | |
| Удельный расход топлива | кг/кг.т.ч | 1,58 | 1,81 | 1,4 | |
| Тяга максимальная | кг | 7800 | |||
| Ресурс | час | За 3 года довести до 2 000 | 500 | ||
| Масса сухая | кг | 3520 | |||
Под руководством генерального конструктора Н.Д. Кузнецова работал большой конструкторский и производственный коллектив энтузиастов: Е.М. Семенов, B.C. Анисимов, А.А. Овчаров, Е.А. Кузьмин, Е.А. Гриценко, С.С. Гасилин, В.А. Курганов, В.Е. Резник, В.П. Малыгин, П.М. Маркин, В.Н. Разумовский, А.П. Анисимов, С.М. Гиршович, В.Н. Орлов, В.Д. Радченко, Н.Г. Трофимов, Н.А. Дондуков и многие другие. Серийным производством на заводе № 24 руководили директор Л.С. Чеченя, главный инженер В.И.Цибульский.
На всех этапах работы значительное творческое участие в создании двигателя НК-144 принимал Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ), в котором с 1930 года концентрировался опыт двигателестроения нашей страны. Руководители и ведущие специалисты института — Г.П. Свищев, Р.С. Киносашвили, С.М. Шляхтенко, И.А. Биргер, Б.Ф. Шорр, Н.Я. Литвинов, А.А. Шевяков, В.М.Акимов, Г.Г. Черный, Л.И. Соркин, Л.Е. Ольштейн, М.М. Цховребов, С.А. Сиротин и другие активно сотрудничали с КНПО «Труд» и провели огромный цикл научно-исследовательских работ по элементам двигателя и по испытаниям двигателя в термобарокамере.
Активно работало по проблемам силовых установок СПС первое отделение ЦАГИ, занимающееся газодинамикой СУ. Л.А. Симонов, В.И. Васильев, В.Т. Жданов, А.В. Николаев, Г.Л. Гродзовский, В.Д. Соколов получили существенные результаты в области исследования воздухозаборников и сопл.
Летно-исследовательский институт (ЛИИ) провел большой цикл исследований запуска двигателя в полете, его стационарных и переменных режимов, газодинамической устойчивости, розжига и устойчивости горения в форсажной камере и ряда других вопросов на Ту-95ЛЛ (руководитель С.В. Петров) — одной из летающих лабораторий ЛИИ (на базе самолетов Ту-2, Ту-4, Ту-16, Ту-95), оборудованных специальной системой подвески для новых двигателей, системами их уборки и выпуска, устройством для аварийного сброса, многочисленной контрольно-записывающей аппаратурой, пультами управления. В исследованиях работы двигателей на летающих лабораториях, а затем и на самолете Ту-144 активно участвовали А.В. Чесалов, М.И. Герасимов, М.Д. Романов, А.Г. Тихомиров, В.В. Косточкин, С.В. Петров, В.Т. Дедеш, В.В. Гатин, Г.П. Долголенко, В.А. Котерев, В.А. Егорцев и многие другие. Следует отметить, что многолетняя практика использования летающих лабораторий ЛИИ показала, что такие полеты являются мощным инструментом исследований и доводки двигателей и СУ в целом.
Естественно, что во всех этих работах принимали постоянное участие работники ОКБ Туполева. В.М. Вуль, Е.Р. Губарь, В.А. Леонов, В.Н. Никитин, Е.В. Ворошилин, В.М. Прошин, В.Ф. Новиков, С.Н. Кулешов, А.Н. Головня и многие другие участвовали в аэродинамических, стендовых и летных испытаниях, «держали руку на пульсе событий», консультируясь при необходимости, в особенно сложных случаях с А.Н. Туполевым, А.А. Туполевым, К.В. Минкнером.
Двигатель НК-144 до начала летной эксплуатации был испытан и проверен по всем действовавшим программам для военной и гражданской авиации в полном диапазоне ожидаемых условий полета, включая длительный режим крейсерского сверхзвукового полета на высоте Н=18 км при скоростях, соответствующих числу М=2,2 и температуре торможения t=153°C, и режим максимальной скорости полета на высоте Н=20 км при скоростях, соответствующих числу М=2,35 и температуре торможения t=183°C.
В числе нормированных специальных испытаний была проверена работа двигателя при повышенных значениях частоты вращения (оборотов), температуры газов, вибраций. Проверялась также эффективность тушения внутренних пожаров. Оценивалась работа двигателя при попадании на вход посторонних предметов (птиц с массой до 1,5 кг и больших кусков льда).
Так как совместная работа двигателя со сверхзвуковым воздухозаборником является одной из тонких и острых проблем эффективности и надежности СПС, то, кроме многочисленных испытаний на моделях разного масштаба, было проведено два специальных испытания с натурным самолетным воздухозаборником в ЦИАМ (в термобарокамере) и на стенде КНПО «Труд». В филиале ЦИАМ — «Тураево» — была создана специальная газодинамическая установка — стенд Ц1-А с большим сверхзвуковым соплом, воздух из которого со скоростью, соответствующей числу М=2,2 обдувал натурный воздухозаборник самолета Ту-144 и поступал через него далее в работающий двигатель НК-144. Эти испытания позволили подтвердить работоспособность силовой установки самолета Ту-144 в условиях крейсерского сверхзвукового полета, уточнить законы регулирования воздухозаборника, оценить потери давления в воздухозаборнике и деформацию полей скоростей и давления воздуха перед двигателем. А.Н. Туполев был одним из инициаторов и активных участников создания стенда Ц1-А. Он регулярно посещал стройплощадку в Тураево, существенно помогал его строителям. Андрей Николаевич вообще отличался внимательным, хозяйским отношением не только к постановке и решению проблемных вопросов двигателестроения. Он ясно понимал, какой напряженной и часто мучительной является доводка современного авиадвигателя, и нередко использовал свой опыт и авторитет для оказания разносторонней помощи мотористам, в том числе в получении дефицитных станков, нового оборудования и материалов. Сталкиваясь с разгильдяйством и неисполнительностью, Андрей Николаевич активно «нападал» на мотористов, нещадно распекая их.
Чрезвычайно полезными оказались испытания в КНПО «Труд», где также использовался натурный самолетный воздухозаборник для проверки совместной работы с двигателем НК-144 в условиях взлета и при имитации дозвукового полета. Практически сразу было выявлено, что запас газодинамичейской устойчивости двигателей при взлете недостаточен и наступает срыв течения в компрессоре в условиях неизбежного отрыва потока на острых входных кромках, свойственных сверхзвуковым воздухозаборникам.
Недостаток в дальнейшем был капитально устранен добавлением еще одной — третьей — ступени вентилятора, необходимой также для получения тяги в 20 т. До получения доработанных двигателей на входных кромках воздухозаборников были установлены временные скругляющие накладки, обеспечивающие приемлемое обтекание их на входе.
Общие результаты летных испытаний силовой установки с двигателями НК-144 показали в целом их высокую надежность, хотя, как это бывает со всеми новыми двигателями, не обошлось без разнообразных дефектов, как конструктивного, так и производственного характера. Только на трех самолетах, проходивших летные испытания с 1969 года, было снято 27 двигателей по дефектам диска 8-й ступени компрессора, обрыва лопаток турбины, дефектам форсажной камеры, перекоса створок сопла, закипания топлива в глухих полостях многофорсуночного устройства, дефектам автоматики двигателей, помпажа двигателя, забоин лопаток компрессора, дефектам масляной системы и др. Небольшой первоначальный ресурс двигателей 50 часов, а затем 100 и 200 летных часов требовал частой их замены. Несмотря на весьма интенсивную работу мотористов по продлению ресурса и устранению дефектов, все это тормозило ход летных испытаний.
Наиболее характерным дефектом двигателя НК-144 в условиях сверхзвукового полета был повышенный расход масла с выбросом его в дренажную систему после окончания крейсерского полета и перехода на дозвуковые скорости. Причиной выброса масла было то, что на этих режимах температура воздуха на входе быстро падает со 130-160°С до -30°С, а различные элементы двигателя, имея разную теплоемкость и теплопроводность, деформируются по-разному. В нестационарном режиме охлаждения происходило временное нарушение изолирующей способности уплотнений валов, и в результате за полет из маслобака уходило 10-15 л масла. Емкость маслобака составляла 23 л, и при эксплуатации требовался регулярный долив масла. Но принципиальным недостатком силовой установки с двигателями НК-144, конечно, стала низкая топливная эффективность. Расход топлива на крейсерских сверхзвуковых режимах значительно превышал заданный и ожидаемый. Частично это было связано с ухудшением удельных расходных характеристик двигателя НК-144 по сравнению с ТЗ, но самое главное было то, что из-за превышения ожидаемой массы самолета по всем режимам от взлета до посадки повышенная потребная тяга развивалась двигателем только на режиме почти полного форсажа с удельным расходом топлива более 1,8 кг/кг.т.ч.
Вместо первоначальной взлетной тяги 17 500 кг и крейсерской сверхзвуковой — 3 970 кг (Н=18 км, М=2,2) потребовались соответственно 20 000 и 5000 кг, для чего был построен и успешно прошел в 1975 году государственные испытания модифицированный двигатель НК-144А с 3-ступенчатым вентилятором, унифицированным с НК-22 соплом и рядом других доработок. Крейсерский удельный расход был CR=1,81 кг/кг.т. ч (при R =5000 кг, Н=18 км, М=2,2) тогда как исходный проект самолета предусматривал удельный расход топлива CR =1,46 кг/кг.т.ч (при R=3 970 кг, Н=11 км, М=2,2). Поэтому регулярная пассажирская эксплуатация самолета с двигателем НК-144А 500-часового ресурса была начата в 1977 году на сравнительно короткой трассе Москва-Алма-Ата-Москва с дальностью 3200 км. В дальнейшей более значительной модификации двигателя НК-144В (решение ВПК 1974 года) было предусмотрено снижение удельного расхода топлива до CR=1,4 кг/кг.т. ч (при R=5000 кг, Н=18 км, М=2,2). Такой двигатель прошел стендовые испытания в 1975 году, однако на самолете Ту-144 не испытывался, так как к тому времени было принято решение продолжить программу СПС на самолете Ту-144Д с более экономичными двигателями РД36-51А (П.А. Колесовав), с которыми в 1974 году были начаты летные испытания самолета Ту-144Д, а в 1976-77 годах были выполнены перелеты Москва-Хабаровск-Москва дальностью 6300 км. Основные данные двигателей НК-144, НК-144А и НК-144В приведены выше в таблице.
Оценивая в целом опыт применения двигателя НК-144 на самолете Ту-144, следует помнить, что этот двигатель позволил сделать очень важный первый практический шаг на трудном пути освоения сверхзвуковых скоростей полета. В дальнейшем форсажный двухконтурный двигатель в варианте НК-22 строился для сверхзвукового бомбардировщика Ту-22М. Во многом опыт создания НК-144 и НК-22 послужил базой для разработки и внедрения современных двигателей НК-25 для тяжелого бомбардировщика Ту-22М3, НК-32 для стратегического бомбардировщика Ту-160 и двигателей НК-321 для летающей лаборатории Ту-144ЛЛ.
Двигатель РД-36-51А
Опыт проектирования самолета Ту-144 в 1964-1967 годах и результаты дальнейшей проработки его основных проблем, уточнение (и, естественно, увеличение) массы самолета, определение доминирующей доли в общем расходе топлива сверхзвуковой части маршрута — позволили уточнить как характеристики самолета, так и требования к силовой установке. В РКБМ значительно продвинулась инициативная разработка бесфорсажного ТРД РД-36-51А для самолета Ту-144. Серьезно улучшились дела по созданию его аналога — предшественника двигателя РД-36-41 для ОКБ Сухого. Рождение двигателя типа РД36-51А стало реальностью. Было также очевидно, что этот двигатель может иметь значительные преимущества перед двигателем НК-144, доводка которого к этому времени только начиналась. По инициативе А.Н. Туполева в 1967 году П.А. Колесов получил правительственное задание на разработку ТРД РД-36-51А (по заводской документации изделие «57») для использования в модификации самолета, получившей обозначение Ту-144Д (дальний).
Одноконтурный одновальный двигатель РД-36-51А имел 14-ступенчатый компрессор с лопатками, выполненными из титана и жаропрочных сплавов, трубчато-кольцевую камеру сгорания с 16 жаровыми трубами, 3-ступенчатую турбину с охлаждаемыми лопатками первой ступени, сверхзвуковое сопло. Основные данные двигателя приведены в таблице.
| Двигатель | РД-36-51А | РД-36-51 | Олимп-593-610 | ||
|---|---|---|---|---|---|
| Этапы работ | Приказ министра | Дополн.задание | Госиспытания | Опытный | Серийный |
| 1967 | 1972 | 1979 | 1980 | 70-е годы | |
| H=0, M=0 | |||||
| Тяга взлетная, кг | 20 000 | 20 000 | 20 000 | 21 000 | 14 900 |
| Тяга с форсажем, кг | 17 260 | ||||
| Степень повышения давления | 15,8 | 15 | 15,5 | ||
| Расход воздуха, кг/с | 274 | 279 | 277 | 186 | |
| Температура газа,°К | 1355 | 1355 | 1440 | ||
| H=11 км, M=0,94 | |||||
| Тяга крейс, кг | 3000 | 3000 | 3000 | ||
| Удельный расход топлива, кг/кг.т.ч | 0,92 | 0,94+0,04 | 1,02+0,02 | ||
| H=11 км, M=2,2 | |||||
| Тяга крейс, кг | 4500 | 4650 | 4600 | 5000 | |
| Удельный расход топлива, кг/кг.т.ч | 1,23 | 1,23+0,05 | 1,22+0,02 | 1,23 | |
| Температура газа,°К | 1378 | ||||
| Расход воздуха, кг/с | 200 | ||||
| Тяга максимальная крейсерская, кг | 5100 | 5100 | 5400 | ||
| H=16,1 км, M=2, СА+5° Σ=0,937 | |||||
| Тяга крейсерская, кг | 6025 | 4550 | |||
| Удельный расход топлива, кг/кг.т.ч | 1,19 | 1,19 | |||
| Диаметр входа, мм | 1415 | 1415 | 1415 | 1206 | |
| Масса сухая, кг | 3500 | 4125 | 4200 | 4685 | |
| Ресурс, час | |||||
| Начальный | 300 | ||||
| Назначенный | 2000 | 2000 | |||
| Режимы | Форсаж на трансзвуковых режимах | Реверс шумоглушение | Форсаж реверс | ||
К характерным особенностям конструкции РД-36-51 А следует отнести:
- Входное устройство с 7 обогреваемыми лопатками, расположенными не радиально (слегка наклонно относительно радиуса), что обеспечивало повышение равномерности входящего в компрессор воздушного потока.
- Установку регулируемого входного направляющего аппарата компрессора и 10 регулируемых направляющих аппаратов перед 1...5-й и 9... 13-й ступенями компрессора, что позволило оптимально согласовать их между собой на режимах, отличающихся от расчетного (максимального). Сверхзвуковую первую ступень компрессора, повышающую его напорность.
- Выносную (в крыло) коробку привода самолетных агрегатов, что позволило уменьшить габариты гондолы и создать более компактную схему самолетных электрических, гидравлических и топливных коммуникаций.
- Сверхзуковое осесимметричное всережимное сопло, регулируемое осевым перемещением центрального тела, с уникальными характеристиками по массе, простоте конструкции и регулирования. Потери тяги в сопле на крейсерском сверхзвуковом режиме полета были почти в два раза меньше, чем в эжекторном сопле. Конструкция сопла предусматривала установку реверсивного устройства (решетчатого типа) и в дальнейшем шумоглушение путем выдува струй поперек потока из центрального тела.
В большом коллективе талантливых конструкторов-энтузиастов, создававших перспективный двигатель под руководством П.А. Колесова, особенно выделялись дружной и целеустремленной работой В.М. Бермант, А.Л. Дынкин, Ф.Я. Шебакпольский, Г.А. Жданов, B.C. Балашов, В.И. Галигузов, В.И. Серков, Е.Ф. Метлин, А.С. Новиков, М.И. Нощенко, В.Е. Ивкин. Серийное производство возглавляли энергичные и опытные специалисты: директор завода П.Ф. Дерунов и главный инженер П.В. Кузнецов, руководители и ведущие сотрудники головных институтов промышленности ЦИАМ, ЦАГИ, ЛИИ и, конечно, ОКБ Туполева также активно участвовали в разработке и внедрении «рыбинского» двигателя.
Это были в основном те же специалисты, которые занимались исследованиями и доводкой двигателя НК-144А. Практически постоянно всех работах участвовали ведущие инженеры ОКБ по СУ О.А. Шкворченко и В.М. Козицкий.
В ЛИИ для испытаний и доводки двигателя РД-36-51А была модернизирована летающая лаборатория на базе самолета Ту-142, отличавшаяся широким применением магнитных накопителей информации К-60-41 (ведущий инженер по испытаниям С.А. Мокроусов).
Значительные результаты были получены на моторном стенде МИК ОКБ Туполева по согласованию воздухозаборника и двигателя РД36-51А, исследованию механизации воздухозаборника и оптимизации программы регулирования панелей клина и работы створок подпитки.
Была детально изучена внутренняя аэродинамика натурного воздухозаборника, определены нагрузки при нерасчетных режимах работы, включая помпажи двигателя (более 100 испытаний). На этом же стенде были проведены специальные испытания на птицестойкость и попадание в воздухозаборник и двигатель кусков льда. На одном из этапов был исследован процесс и причины засасывания посторонних предметов с земли, определены условия существования подсасывающего вихря и даны рекомендации для эксплуатации. На моторном стенде впервые было исследовано влияние на характеристики силовой установки новых видов топлива, например керосина Т-6 и Т-8.
Первый двигатель РД-36-51А был поставлен для испытаний на стенде в 1969 году. Уже в 1973 году были выполнены первые поставки для установки на самолет Ту-144Д.
В 1971 году по предложению А.Н. Туполева была увеличена тяга на трансзвуковом режиме (0,95<М<1,2) за счет форсажа, чтобы создать резервы тяги для преодоления пикового возрастания аэродинамического сопротивления самолета. Этот трудный для моделирования режим сложно рассчитать по результатам испытания аэродинамических моделей. Установка форсажного устройства привела к загромождению газового тракта, ухудшила экономичность двигателя на основных бесфорсажных режимах
на 3-4% (см. таблицу). В процессе последующих летных испытаний было показано, что прохождение трансзвуковых режимов не требует дополнительных резервов тяги, и в дальнейшем форсажная камера была снята.
Всего был изготовлен 91 двигатель РД-36-51А. Суммарная наработка составила 24 476 часов, в том числе 4787 на самолетах. 577 часов было наработано на сложнейших режимах в термобарокамере и на летающей лаборатории.
Проведенные по всем действующим нормам во всех ожидаемых условиях эксплуатации испытания показали, что двигатель можно эксплуатировать на самолете в пределах первоначально назначенного ресурса 300 часов. Дальнейшая его доводка была связана с увеличением ресурса и устранением выявившихся дефектов: разрушение в полете и на стенде диска 7-й ступени компрессора (наличие концентраторов напряжений из-за малого радиуса скругления кромки отверстия), повышенный расход масла и уход его в двигатель, помпаж двигателя (из-за нарушения регулировки подачи топлива) и некоторые другие.
Но было ясно, что неразрешимых проблем нет, двигатель работоспособен и нуждается только в заботливой и тщательной доводке и испытаниях. Испытания также показали, что помпаж среднего двигателя наводит колебания в остальных трех двигателях, но срыва их работы не происходит.
Для дальнейшего развития самолета Ту-144Д РКБМ получило правительственное задание на модификацию двигателя РД-36-51А для повышения тяги до 21 000 кг и получения ранее заданной экономичности. Этот двигатель был спроектирован, изготовлен, прошел необходимые испытания на стенде, в термобарокамере ЦИАМ и на летающей лаборатории. Испытания на самолете не состоялись из-за закрытия темы в 1983 году. Сравнение основных показателей двигателя РД-36-51А с известными по литературе данными двигателя «Олимп 593-610», установленного на англо-французском СПС «Конкорд»,
показали, что наш двигатель имеет большую тягу при близкой экономичности.
К характерным особенностям двигателя «Олимп 593-610» можно отнести использование форсажа на взлетном и трансзвуковом режимах. В случае отказа одного двигателя на взлете — автоматическое включение чрезвычайного режима, повышающего тягу на 5-7,5% с разрешением использовать его 8 раз за ресурс двигателя. На одном из двигателей (№4) на коробке самолетных агрегатов, кроме электрогенератора и гидронасоса, установлен также турбостартер — небольшой газотурбинный двигатель, запускаемый электростартером. Турбостартер служит для запуска двигателя №4, а также может вращать коробку самолетных агрегатов, отсоединяемую при этом от двигателя. Это позволяет обеспечить самолет электро- и гидроэнергией при наземном обслуживании, а также при отказе четырех двигателей в полете. Остальные двигатели запускаются воздушными стартерами от наземного источника воздуха или от запущенного двигателя. Створки реактивного сопла приводятся в действие пневмомоторами, что повышает теплостойкость механизма управления по сравнению с гидравлическим приводом. Воздух для пневмомоторов отбирается от компрессоров двигателей.
Важной детальной особенностью оборудования двигателя является установка датчиков вибраций в корпусе подшипников, а не на кронштейне, крепящемся к оболочке. Такая установка значительно снижает вероятность ложных срабатываний, хотя и несколько затрудняет подход к датчикам в эксплуатации. Автоматическое выключение двигателя производит механически при помощи тросовой проводки (без электросигналов) и только для случая разъединения валов турбины и компрессора, так как такое разъединение может привести к мгновенной раскрутке турбины. Специалисты фирмы Роллс-Ройс считают на основании накопленного опыта эксплуатации, что во всех других расчетных случаях опытный летчик успевает своевременно выключить двигатель, в то время как применение автоматических систем (особенно электрических) только повышает вероятность ложного выключения двигателя в полете.
| << Решение тепловых задач и обеспечение жизнедеятельности пассажиров и экипажа | Оборудование самолета >> |