Содержание

Близнюк В., Васильев Л., Вуль В. и др.
«Правда о сверхзвуковых пассажирских самолетах»

7. Программа международной летающей лаборатории Ту-144ЛЛ «МОСКВА»

    После завершения работ по самолетам Ту-144 и Ту-144Д делалось несколько попыток восстановить работы по программе пассажирского сверхзвукового самолета Ту-144. Было выполнено несколько исследовательских программ для изучения состояния слоя озона, геофизические исследования во время солнечного затмения, исследования фокусированного звукового удара. Самолеты Ту-144 использовались для тренировок экипажей пилотируемого космического корабля «Буран». В 1986 году была выполнена программа по оценке предельных возможностей самолета Ту-144 на режимах крейсерского полета, во время которой были установлены мировые рекорды грузоподъемности и скорости полета. В дальнейшем большинство самолетов по просьбе Миннауки и решению руководства МАП были переданы в учебные заведения. Три самолета были законсервированы для длительного хранения и находились на летном поле ЖЛИиДБ. На них проводились необходимые профилактические и ремонтные работы. Именно эти самолеты стали базой для создания летающей лаборатории Ту-144ЛЛ.
    Одновременно практически непрерывно продолжалась работа по развитию идей, заложенных в проекте самолета Ту-144. Специалисты ОКБ Туполева не могли «остыть» от этого удивительного проекта и, несмотря на официальное закрытие темы, продолжали неформальное обсуждение разных сторон сверхзвукового полета, разрабатывая новые идеи. В начале 90-х годов это нашло поддержку в Министерстве по науке и новым технологиям Российской Федерации, и тема «Развитие сверхзвуковой транспортной авиации» была включена в перечень научно-исследовательских работ.
    Главная цель проводимых работ состояла в том, чтобы критически осмыслить полученный опыт и найти новые решения, которые смогли бы существенно повысить экономическую привлекательность самолетов этого типа.
    Были сделаны несколько основополагающих выводов:

• возможности базовой аэродинамической схемы — «бесхвостки» с тонким крылом умеренного удлинения — не исчерпаны;
• имеются значительные резервы повышения эффективности самолета за счет оптимизации срединной поверхности и крутки базового крыла;
• предпочтительной является компоновка двигателей в отдельных мотогондолах, разнесенных по размаху крыла;
• необходимо применение механизированной передней кромки как по наплыву, так и по базовому крылу;
• не выявлены значительные преимущества интегральных схем компоновки крыла и фюзеляжа.

    На базе новых исследований и расчетов в течение 1972-1992 годов совместно со специалистами ЦАГИ, ЦИАМ, СНТК им. Н. Кузнецова был разработан новый проект сверхзвукового самолета, который получил условное название Ту-244.
    Были рассмотрены два варианта самолета: т.н. «трансатлантический» (дальность полета 7500 км) и «тихоокеанский» (дальность полета 10 000 км). Размерность самолета выбиралась из условия перевозки 400 пассажиров. Силовая установка базировалась на двигателях типа НК со степенью двухконтурности m=1,5. Ожидаемый максимальный взлетный вес составил 350 т. В 1995 году была изготовлена и испытана в ЦАГИ аэродинамическая модель этого самолета 344МА244 с тремя вариантами крыла.
    На базе проведенных исследований в конце 1995 года была проведена оптимизация характеристик. За счет установки переднего дестабилизатора были значительно улучшены характеристики звукового удара и шума на местности. В качестве двигателей были рассмотрены ТРДД со степенью двухконтурности m=0,35. Вариант получил название Ту-244А.
    Исследования 1996-1997 годов позволили значительно повысить характеристики проекта и снизить максимальный взлетный вес самолета. Проект с названием Ту-244Б находится в детальной проработке в ОКБ Туполева.
    Процесс исследования новых конструктивных и технологических решений по сверхзвуковым самолетам следующего поколения требует постоянного экспериментального сопровождения. При этом ряд задач, такие как вопросы сложной пространственной деформации конструкции крыла, определения температуры поверхности топливных баков с учетом изменения температуры» топлива и изменения условий полета, оптимизации характеристик самолета в целом, оценка механизации крыла, определение характеристик нагруженности конструкции, определение характеристик пограничного слоя и возможностей управления его состоянием и многие другие, требуют длительных и дорогих натурных экспериментов на летающих лабораториях. Проведение таких экспериментов на самолете Ту-144 в пределах хорошо испытанной области сверхзвуковых полетов предоставляло для этого оптимальные возможности.
    Именно поэтому в самом начале 90-х годов на АНТК имени А.Н. Туполева инициативная группа (В.Т. Климов, А.Л. Пухов, Ю.Н. Попов, Г.А. Черемухин) приступила к организации работ по летающей лаборатории Ту-144ЛЛ.
    Основные задачи летного эксперимента были сформулированы так:

• Отработка конструктивных решений.
• Исследования материалов и элементов конструкции в условиях реального воздействия сверхзвукового потока.
• Накопление статистических данных по реальным напряжениям конструкции для надежной оценки ресурса конструкции.
• Испытания механизации передней кромки крыла.
• Изучение методов искусственной и комбинированной ламинаризации течений.
• Изучение деформации конструкции.
• Экспериментальная проверка возможности улучшения аэродинамических характеристик на всех режимах полета.

    Одновременно предполагалось провести исследования для оценки возможного влияния сверхзвуковых самолетов на окружающую среду, в том числе:

• получить дополнительные экспериментальные данные по влиянию полетов СПС и выхлопов двигателей на состояние атмосферы, и особенно озонового слоя;
• исследовать новые методы снижения воздействия звукового удара и планирования сверхзвуковых полетов над сушей с учетом влияния фокусирования;
• исследовать возможности новых эксплуатационных процедур для снижения шума в зоне аэропортов и экспериментально отработать новые методы шумоглушения.

    На летающей лаборатории было установлено экспериментальное оборудование нового поколения. Более детально объем основных задач, которые предполагалось на первом этапе решить на летающей лаборатории Ту-144ЛЛ, приведен ниже.

    К концу 1993 года облик и основные характеристики летающей лаборатории были определены и защищены на научно-техническом совете ОКБ. Конструкторские отделы приступили к работам по выпуску технической документации. Главным конструктором работ был назначен А.Л. Пухов.
    Идея возобновления полетов на летающей лаборатории Ту-144ЛЛ и разработанная программа полетов были доложены на заседании Группы восьми и вызвали большой интерес. Многие участники исследований выразили желание принять участие в работах. Высокая ожидаемая стоимость практически нового проекта сверхзвукового самолета второго поколения заставила НАСА и фирмы США обратиться к решениям, которые были разработаны в СССР для сверхзвуковых самолетов первого поколения. Именно поэтому конкретные вопросы были поставлены только представителями американских фирм. В июне 1993 года на авиасалоне в Париже представители фирмы Рокуэлл (США) и ОКБ Туполева впервые договорились о совместном использовании летающей лаборатории Ту-144ЛЛ.
    Необходимо отметить, что уже на первых заседаниях выявилась плохо скрываемая конкуренция между двумя проектами летающей лаборатории — на базе самолета Ту-144 и на базе самолета «Конкорд». Специалисты тщательно изучали возможности самолетов для решения комплекса задач, поставленных перед летающей лабораторией. Общий вывод был в пользу Ту-144.
    Интересно, что этот вопрос возникал постоянно. Даже после официального решения комиссии Черномырдин — Гор в США не утихала полемика: «Почему Ту-144? Почему не «Конкорд»?» Это отражало позиции тех сил в США, которые были против сотрудничества с Россией.
    Отметим, что принятое решение по выбору базы для летающей лаборатории было чисто техническим.
    Вот какие доводы приводил в 1995 году на страницах ведущих авиационных журналов такой известный специалист НАСА, как Луи Вильямс, руководитель работ НАСА по сверхзвуковым исследованиям:

• Необходимо, чтобы летающая лаборатория по размерам как можно ближе подходила к СПС-2 (на Ту-144 S_кp = 507 м², на «Конкорде» S_кp= 425 м², на СПС-2 S_кp = 750 м²).
• Требуется, чтобы скорость летающей лаборатории была как можно ближе к планируемой на CПС-2 (М = 2,4) (на Ту-144 М_max =2,35, а на «Конкорде» М_max = 2,2).
• Желательно, чтобы летающая лаборатория по аэродинамическому совершенству, по использованию передовых технологий приближалась к СПС-2. На Ту-144 аэродинамическое качество на М=2,0 K_max - 8,1, а на «Конкорде» K_max = 7,3. На Ту-144 применение титановых сплавов в конструкции самолетов — рекордное, почти 20%. На Ту-144 применено убираемое переднее крыло, уникальная силовая схема крыло — фюзеляж, применяются уникальные стойки шасси.
• Желательно, чтобы самолет — кандидат на летающую лабораторию — был доступен, не слишком дорог и чтобы его производители выражали желание к сотрудничеству.

    По всем вышеприведенным требованиям очевидные преимущества имела летающая лаборатория а базе самолета Ту-144.
    Для окончательной доработки в летающую лабораторию был выбран самолет Ту-144Д с бортовым мером 77114 (заводской номер 08-2). Для отработки готовых изделий в качестве наземного стенда был использован самолет Ту-144Д с бортовым номером 77112 (заводской номер 07-1). Самолет Ту-144Д с бортовым номером 77115 (заводской номер 09-1) был проверен и законсервирован в качестве резервного самолета.
    При проектировании летающей лаборатории было принято решение об установке новых двигателей НК-321. Двигатели НК-321 являются этапным развитием двигателей типа НК-144 и НК-32, используемых на сверхзвуковом самолете Ту-160. Установка новых двигателей позволила существенно расширить возможности летающей лаборатории, в том числе и в интересах развития двигательных технологий. Но замена двигателей увеличила трудоемкость доработок и потребовала изготовления новых ЗЧВЗ, мотогондолы, внедрения новых систем контроля и управления двигателями (систему ЭСУД-32-1 и СКСУ-32-1).
    Потребовались также:

Самолет в сборочном цехе

• усиление конструкции крыла для подвески новых двигателей;
• конструктивные изменения во всех системах силовой установки;
• замена насосов, электрогенераторов, датчиков;
• схемные и конструктивные изменения в топливной системе (новый отбор для включения струйных насосов, изменение схем и конкретных трубопроводов);
• изменение генераторных жгутов и жгутов электропроводки;
• изменение воздухопроводов;
• установка новых систем пожаротушения;
• внедрение новой маслосистемы.

Торжественная выкатка Ту-144ЛЛ

    И хотя была поставлена задача — максимально сохранить базовые системы самолета Ту-144, изменения пришлось внедрять практически в каждую систему. Очень сложной оказалась работа по продлению сроков службы комплектующих изделий, особенно по тем, по которым серийный выпуск быв давно завершен. Но магия слов «сверхзвуковой самолет» делала свое дело и в этом случае. Большинство изделий были поставлены в срок и работали на борту летающей лаборатории чрезвычайно надежно.
    Опытным производством ОКБ Туполева и службами эксплуатации ЖЛИиДБ была выполнена огромная работа по дефектации планера и его систем, необходимому восстановительному ремонту и замене элементов, выработавших календарный ресурс. Был применен метод поэтапной дефектации и комплексной отработки систем. Удалось частично использовать детали с самолетов Ту-160. Часть оборудования применялась с самолета Ту-204.
    Несмотря на сложнейшее положение ОКБ Туполева и его смежников в это время (отсуствие планового финансирования, длительные задержки с выплатой зарплаты, тяжелые бытовые условия), работы выполнялись с большим энтузиазмом и очень близко к установленным программным срокам.
    24 января 1994 года самолет Ту-144Д был установлен в ангар. Уже 29 ноября 1996 года экипаж в составе С.Г. Борисова (командир экипажа), Б.И. Веремея (второй пилот), А.В. Криулина (бортинженер), В.И. Педоса (штурман), А.А. Щербакова (ведущий инженер) поднял его в воздух. Началась напряженная работа по выполнению запланированных летных экспериментов.

Успешная посадка

    Ниже приведены наиболее интересные эксперименты и полученные результаты.
    Наземный эксперимент 3.1. Анализ влияния геометрии воздухозаборника на его характеристики. Создан уникальный стенд имитатора сверхзвукового входного устройства с натурным двигателем РД-36-51, и на нем проведены подробные испытания сверхзвукового перспективного воздухозаборника, разработанного фирмами Дженерал Электрик, Пратт-Уитни (США) и АНТК имени А.Н. Туполева (Россия). Получены результаты исследования влияния сверхзвукового течения на участке «горло» — дозвуковой диффузор, а также устройств, создающих неоднородность потока (затеняющая сетка и перфориванные щитки), на параметры потока перед двигателем. Исследованы изменения таких параметров, как коэффициент восстановления полного давления, окружная и радиальная неравномерность поля полного давления и турбулентные пульсации в зависимости от длины канала входного устройства. Результаты позволяют разработать техническое задание для создания оптимальной конструкции силовой установки сверхзвукового пассажирского самолета второго поколения (авторы: от АНТК имени А.Н. Туполева — В. Вуль, Е. Губарь, В. Прошин, И. Шевчук; от США — П. Кученройтер, Ф. Томсон).
    Эксперимент 1.2. Определение равновесной температуры конструкции самолета. Температура конструкции СПС является одним из важных факторов, определяющих облик самолета, выбор конструкционных материалов и оборудования. Температурное состояние СПС зависит от многих факторов, но в первую очередь определяется аэродинамическим нагревом при полете самолета со скоростями, превышающими скорость звука. Получить необходимые данные в аэродинамических трубах на сверхзвуковых режимах для таких самолетов практически невозможно. Создание сверхзвукового высокотемпературного потока возможно только в трубах небольшого сечения, что не позволяет выдержать все геометрические пропорции модели (например, выдержать малые радиусы кромки крыла). Как следствие, нарушаются условия обтекания и, следовательно, условия нагрева. Проведенные эксперименты впервые в мире позволили получить детальные результаты сверхзвукового нагревания конструкции такой размерности по типовым элементам и сравнить полученные результаты с тепловыми расчетами. Большое количество измеряемых точек (около 300) позволило подробно исследовать особенности обтекания и нагревания наружной обшивки самолета и силовых элементов крыла и фюзеляжа. Все результаты получены в зависимости от времени полета с крейсерскими скоростями полета, соответствующими числам М=1,6, М=1,8 и М=2,0. Значительной ценностью эксперимента является прямое измерение тепловых потоков по времени полета в 24 точках на поверхности фюзеляжа, крыла и киля. Все эти данные дают не только исчерпывающую картину теплового состояния конструкции сверхзвукового пассажирского самолета, но позволяют выбрать основные концепции теплового проектирования СПС второго поколения, создать эффективные методики теплового расчета СПС, значительно сократить объем дорогостоящих испытаний. Замеренные температуры воздуха в системе кондиционирования позволяют уточнить общий тепловой баланс в кабине самолета. В эксперименте приняли участие М. Генералова (АНТК, Россия), К. Стивен (НАСА, США).
    Эксперимент 3.3. Определение основных аэродинамических параметров. В натурном летном эксперименте было определено распределение давления поверхности крыла и фюзеляжа, исследовано состояние пограничного слоя, оценено сопротивление трения по различным зонам самолета. Для выполнения этих задач самолет был оборудован пятью поясами давления с общим количеством измерительных точек, равным 85. Вблизи задней кромки крыла были установлены гребенки полного и статического давления (78 точек), а 16 датчиков электромеханического и термо-анемометрического типов для определения сопротивления трения — на поверхности крыла и фюзеляжа. Измерения в полете проводились на различных высотах при скоростях полета, соответствующих числам М= 0,9, 1,6, 1,8, 2,0. Такого количества экспериментального оборудования ранее не устанавливалось ни на одной летающей лаборатории. Регистрация и запись результатов летных испытаний проводилась на борту самолета при помощи персональных компьютеров. В результате проведения эксперимента удалось построить и исследовать физическую картину обтекания фюзеляжа и крыла сложной формы в плане как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета. В дальнейшем это позволяет прогнозировать состояние пограничного слоя и его параметров. Эти уникальные материалы могут служить базой для разработки крыла СПС второго поколения и изучения возможности создания самолета такого класса с управляемым пограничным слоем. Полученные результаты должны стать основой для уточнения и разработки расчетных методик и программ по созданию новых образцов авиационной техники. В эксперименте приняли участие А. Крупник (АНТК, Россия), П. Виген (Боинг, США).
    Эксперимент 1.5. Тепловое состояние параметров силовой установки. Силовая установка и конструктивные элементы, расположенные в соседних с двигателем зонах, работают в условиях повышенной тепловой нагрузки. Требуются экспериментальные коэффициенты для уточнения применяемых расчетных моделей. В процессе эксперимента 1.5 было установлено 90 термопар на конструкции воздухозаборника и мотогондолы силовой установки № 1, а также две гребенки в подкапотных пространствах силовых установок № 1 и № 4 для замера газодинамических параметров подкапотного воздуха. На корпус двигателя и двигательные агрегаты перед каждым полетом устанавливалось около 350 термоиндикаторов. В результате длительных сверхзвуковых полетов с крейсерскими скоростями М=1,8 и М=2,0 получены подробные температурные поля на корпусе двигателя, противопожарной перегородке, мотогондоле и воздухозаборнике, теплозащитных экранах, силовых элементах, а также температуры оборудования, установленного на двигателе, и газодинамические параметры продувочного воздуха в подкапотном пространстве. Указанные данные позволяют создать эффективные методики теплового расчета силовой установки, правильно оценить влияние продувочного воздуха и предсказать возможный разогрев конструкции двигательного отсека после посадки. В эксперименте приняли участие М. Генералова, В. Тверецкий (АНТК, Россия), У. Болье (Боинг, США).
    Эксперимент 1.6. Влияние экрана (земли) на характеристики крыла малого удлинения. Эксперимент проводился в два этапа. На первом этапе определялось влияние экранного эффекта земли на посадочные характеристики при посадке с различным посадочным весом (19 полетов) при различных углах тангажа, изменении вертикальной скорости на посадке и тяги двигателей. На втором этапе эксперимент был усложнен. Влияние земли оценивалось при проходах самолета над ВПП на предельно малых высотах (8 проходов), включая проходы на высотах менее 8 м. Для проведения эксперимента были разработаны специальные методики, позволяющие определять изменение аэродинамических характеристик при минимальных изменениях параметров полета. Кроме того, для увеличения точности эксперимента во время выполнения маневра проводилась оценка веса самолета, его массово-инерционных характеристик, тяги двигателей. Для обработки результатов летных испытаний во время проведения эксперимента проводилась регистрация и запись более 50 параметров полета самолета. В результате проведения эксперимента создан банк данных, обеспечивающий с большой степенью точности определение изменения аэродинамических характеристик на взлете и посадке с учетом влияния земли, что в значительной степени может облегчить разработку взлетно-посадочной механизации и оптимизировать деформацию крыла для самолетов такой формы крыла в плане. В эксперименте приняли участие А. Крупник (АНТК, Россия), Р. Карри (НАСА, США).
    Эксперимент 2.4. Оценка характеристик устойчивости и управляемости. Самолет Ту-144 за время испытательных полетов, начиная с 1969 года, прошел большой цикл летных испытаний. В результате этих испытаний была проведена достаточно полная оценка характеристик устойчивости и управляемости самолета во всей области полета. Оценены как статические, так и динамические характеристики управляемости по методике, изложенной в ВНЛГСС и принятой в России. Однако переоборудование самолета в летающую лабораторию, с установкой новых двигателей, могло привести к изменению характеристик управляемости. К тому же методика проведения испытаний по оценке характеристик по устойчивости и управляемости, предложенная американской стороной, несколько отличается от методики, принятой в России. В частности, при оценке характеристик устойчивости и управляемости в летных испытаниях в США и других странах уделяется большое внимание маневрам типа «Frequency Sweep», которые представляют собой вынужденные колебания с изменяемой частотой. Было признано целесообразным включить в программу испытаний дополнительную оценку характерно устойчивости и управляемости самолета Ту-144ЛЛ, в том числе по современным методикам на согласованных режимах полета, охватывающих всю эксплуатационную область полетов. Была оценена практически вся эксплуатационная область полетов с выходом на М = 2,0. Характеристики устойчивости и управляемости самолета Ту-144ЛЛ на проверенных режимах полета получили удовлетворительную оценку летчиков и практически не отличаются от характеристик базового самолета Ту-144. В испытаниях приняли участие американские летчики-испытатели Г. Фулертон и Р. Риверс. Летный эксперимент подготовили О. Алашеев, Ю. Диденко (АНТК, Россия), Н. Принсен (Боинг, США).
    Эксперимент 2.1. Акустические нагрузки и шум в гермокабине. При определении программы летных экспериментов была поставлена задача получения исходных данных, применяемых при составлении банка данных и электронной модели шума в герметической кабине. Эти же данные вводятся в банк даных для оценки акустической прочности. Во время двух серий экспериментальных полетов были измерены пульсации давления в пограничном слое, шум в герметической кабине, что позволило уточнить оценки акустической и вибрационной прочности, учесть влияние местных элементов конструкции на пульсацию пограничного слоя и вид вибрации, определить влияние точности установки датчиков и местных возмущений на поверхности фюзеляжа. Измерения проводились в большом диапазоне скоростей и высот. Полученная база данных позволяет существенно повысить точность расчетов ожидаемых уровней шума в салоне самолетов как на сверхзвуковых, так и на дозвуковых режимах полета, что позволяет дать необходимые рекомендации для уточнения расчетов элементов тепло- и звукоизоляции. Использование подобных рекомендаций полезно для снижения массы и повышения эффективности этих систем для самолетов всех типов. В эксперименте приняли участие Э. Андрианов, И. Гинко, Р. Минаев (АНТК, Россия), Р. Ракл (Боинг, США), С. Ризи (НАСА, США).
    Эксперимент 1.5А. Температурное состояние топливной системы. На сверхзвуковом самолете произошло существенное расширение функций, которые стали возлагать на топливную систему самолета. Кроме своей основной функции — обеспечение двигателей топливом — топливная система обеспечивает изменение положения центра тяжести самолета, охлаждение воздуха в системе кондиционирования воздуха кабин, охлаждение масла и гидрожидкости. В ряде проектов перспективных самолетов топливо используется в качестве резервной жидкости в гидравлических системах. Кроме того, топливные баки занимают практически 80% внутренних объемов планера, оказывая влияние на смежные элементы конструкции и определяя требования к размещенному оборудованию. Учитывая сложные зависимости тепловых характеристик топливной системы от многих факторов, таких как расход и теплофизические характеристики топлива, температура и расход охлаждаемых жидкостей, скорость и высота полета, все известные методики расчетов таких систем требуют применения дополнительных экспериментальных коэффициентов. Для получения указанных зависимостей в летном эксперименте были проведены регулярные замеры температуры топлива и взаимодействующих с ним жидкостей в точках в зависимости от величин расходов топлива в главных топливных трубопроводах. Данные получены в зависимости от времени в сверхзвуковых полетах с длительной крейсерской скоростью, соответствующей числам М=1,8 и М=2,0. Полученные результаты позволяют внедрить точные расчетные методики и программы, которые будут использованы при создании СПС второго поколения. Проведенный эксперимент совместно с экспериментами 1.2 и 1.2А позволяет выполнять комплексную оценку тепловых характеристик планера СПС второго поколения. В эксперименте приняли участие М. Генералова, В. Тверецкий (АНТК, Россия), У. Болье (Боинг, США).
    Эксперимент 4.1А. Полетные деформации крыла. Для проектирования новых профилей крыла СПС-2 особо важное значение имеет измерение деформаций крыла летающей лаборатории Ту-144ЛЛ. Измерения деформаций проводились при помощи системы Opto-Track System, которая широко применяется специалистами фирмы Боинг на самолетах В-737 и В-747. Указанная система в настоящее время является одной из самых совершенных фотометрических систем в мире. На поверхности крыла, в заранее выбранных точках, были установлены световые мишени, перемещение которых по осям X, У, Z, регистрировались системой Opto-Тгаск. Используя результаты тарировок, можно определить деформации крыла с точностью до долей миллиметра. Измерения деформаций крыла на самолете Ту-144ЛЛ были проведены в нескольких полетах на всех его режимах, для которых известны высота, скорость, вес самолета и жесткостные характеристики крыла. Эксперименты были выполнены ведущими специалистами фирмы Боинг Краудером и Вацлавиком и ведущими инженерами ОКБ Туполева И. Куликовым и Т. Казаковой.
    На летающей лаборатории Ту-144ЛЛ было выполнено 19 полетов с комплексным выполнением указанных выше экспериментов. Кроме того, было выполнено 8 полетов с участием летчиков-испытателей США для качественной оценки характеристик сверхзвукового самолета. В апреле 1999 года работы по программе были успешно завершены.