Битва за скорость. Великая война авиамоторов - Валерий Августинович Страница 67

Что и говорить, американцы снова сделали шаг вперед и шаг не «тупой», а концептуально мотивированный. Но любой большой шаг вперед влечет за собой и «непредсказуемые» проблемы. Так получилось и с двигателями F100-PWn F101-GE. Ниже втаблице представлена история проблем создания двигателей, возникающих при каждом шаге вперед. Каждая возникающая проблема инициировала интенсивные исследования сущности этой проблемы, а затем и разработку правил проектирования двигателей, которые решали эти проблемы еще на стадии проектирования будущих двигателей.

Так, при создании нового самолета воздушного боя F-15, который американцы, знающие толк в рекламе, назвали «машиной для завоевания превосходства в воздухе», одним из требований было обеспечение высокой энерговооруженности самолета. То есть требовался высокий уровень тяги двигателей. Как только самолет был создан и началась отработка его тактического применения в учебных воздушных боях, то оказалось, что количество смен режима работы двигателей в диапазоне min- max за полет в несколько раз превосходит используемое на двигателях предыдущего поколения. Летчик очень активно начал пользоваться рычагом управления двигателем при маневрировании самолетом, сбрасывая и увеличивая режим работы двигателя. За стандартный часовой полет количество смен режима работы двигателей доходило до 10. Что это означает? Не что иное, как повышенные циклические нагрузки на детали, в первую очередь лопатки турбины. Если учесть, что в двигателях следующего поколения был повышен и уровень температуры газа перед турбиной, то двигателисты столкнулись с принципиально новой проблемой обеспечения термоциклической долговечности лопаток турбины. За 1000- часовой ресурс двигателя лопатки турбины должны были выдерживать без появления трещин 10 000 термоциклов! А 104 циклов — это уже база испытаний на малоцикловую усталость (106 циклов — это база испытаний на многоцикловую усталость). Проблема была очень серьезная. И подошли к ее решению американцы очень серьезно: в частности, построили специальный стенд для натурных циклических испытаний лопаток турбины в системе двигателя.

Столь же серьезными проблемами нового двигателя F100-PW, как и для всех двигателей разработки «Пратт- Уитни», были помпаж компрессора при встречной даче газа, автоколебания в форсажной камере сгорания и прочий «джентльменский набор». Правда, автоколебания в форсажной камере были «запрограммированы» еще при проектировании — периодическое наступление на одни и те же грабли (что у нас, что у них). Первоначально фронт стабилизаторов горения в форсажной камере по наружному контуру был расположен в одной плоскости, чего делать ни в коем случае нельзя — об этом уже и студенты знают. Американцы однако сделали (видимо, произошла смена поколений инженеров) и… естественно, напоролись на виброгорение, т. е. автоколебания термоакустической природы.

А переход на одноступенчатую турбину привода компрессора в двигателе F101-GE привел к неприятным следствиям в виде термического рассогласования статора и ротора турбины при выходе непрогретого двигателя на максимальный режим и обратно. «Толстая» ступица диска ротора турбины прогревалась (охлаждалась) в разы медленнее, чем «тонкий» корпус статора. В результате на максимальном режиме долгое время сохранялся увеличенный радиальный зазор между лопатками турбины и сопряженным корпусом. Это приводило к потере кпд и соответственно длительному «забросу» температуры газа перед турбиной на 60°. Соответственно при сбросе газа возникала вероятность врезания лопаток в корпус из-за быстрого охлаждения последнего. Пришлось увеличивать величину радиального зазора и терять из-за этого кпд турбины. Когда фирма «Дженерал Электрик» создала альянс с французской SNECMA для производства серии двигателей CFM для европейских «аэробусов», го она в качестве своего пая передала «сердце» двигателя F-101, т. е. компрессор, камеру сгорания и турбину высокого давления с ее «непрогретостью». Этот «дар» оказался «троянским конем»: в результате двигатели серии CFM долго еще не обеспечивали желаемой экономичности. В будущем на двигателях для коммерческих самолетов больше никогда не ставили одноступенчатых турбин привода компрессора. Радикальным образом проблема термического согласования ротора и статора турбины решена конструктивно только недавно на все том же инновационном двигателе ЕЗЕ.

Но вернемся к самолету воздушного боя. Как пишет Самойлович: «Вначале П. Сухой хотел отказаться от участия в конкурсе, мотивируя это тем, что наше отставание в радиоэлектронике не позволит нам создать относительно легкий самолет. Упорство П. Сухого продолжалось несколько месяцев, пока ему не «выкрутили руки» и он дал команду на начало работ. В основу аэродинамической компоновки крыла была положена концепция так называемого «синусоидального крыла». В начале 1960 г. в английском журнале «Aerocraft Engineering» были приведены результаты продувок такого крыла в аэродинамических трубах, причем с визуализацией его обтекания, которые показали, что на синусоидальном крыле с острой кромкой возникает присоединенный вихрь, практически не отрывающийся до самых концевых сечений. Французы получили аналогичные результаты на так называемом «готическом» крыле.

Таким образом, к тому моменту, когда в начале 1971 г. П.О. Сухой дал указание приступить к разработке, мы были уже отчасти готовы. В выходные (чтобы никто не мешал) на работу вышли три человека: Владимир Антонов, Валерий Николаенко и я. Так появилась на свет первая компоновка самолета Т-10 — будущего Су-27. При этом под влиянием самолета Т-4МС вся поверхность новой машины выполнялась набором деформированных аэродинамических профилей, а потом на нее надстраивалась головная часть фюзеляжа и подвешивались мотогондолы. Такая компоновка получила название «интегральной». Кроме того, на основе летных испытаний самолета Т-4 было принято решение выполнять самолет статически неустойчивым на дозвуковых скоростях полета с электродистанционной четырехкратно резервированной системой управления. Антонов и Николаенко проводили необходимые расчеты и прорабатывали наиболее ответственные узлы, а я вычерчивал компоновку. Не все у нас получилось сразу. В частности, никак не вписывалась схема с трехопорным шасси. Поэтому на этой, первой компоновке шасси было выполнено по велосипедной схеме с распределением нагрузок как при трехопорной схеме. Подкрыльные опоры убирались в обтекатели на крыле. В понедельник доложились П.О. Сухому. Он внимательно рассмотрел компоновку и велел делать продувочную модель для трубы Т-106 ЦАГИ. Результаты продувок были очень обнадеживающими — при умеренном удлинении, равном 3,2, мы получили значение максимального аэродинамического качества 12,6. Несмотря на то что работа по новой машине шла вовсю, не оставляли сомнения: а вдруг мы упустили еще какой- нибудь более выгодный вариант? В процессе проектирования мы имели достаточно подробную информацию из открытой зарубежной печати о компоновочных схемах, разрабатывавшихся в США по программе YF-15. Откровенно говоря, мне нравилась компоновочная схема фирмы «Нортроп», которая была похожа на нашу, и я опасался, что конкурс выиграет именно этот их проект. И когда было объявлено, что конкурс выиграла фирма «Мак Доннелл», я облегченно вздохнул. Надо сказать, у нас к тому времени была разработана компоновка по типу «Мак Доннелл» F-15 и проведены продувки модели в ЦАГИ. Поэтому я приобрел уверенность, что F-15 никогда не догонит Су-27 по своим летно-техническим характеристикам. Не исключалось, правда, что в открытой печати нам подсовывали дезинформацию. Когда же в начале 1972 г. самолет F-15 продемонстрировали журналистам и появились его фотографии и общие виды, я полностью успокоился. Кстати, в то время к П. Сухому приехал начальник ЦАГИ Георгий Петрович Свищев и, входя в кабинет, произнес знаменательные слова: «Павел Осипович! Наше отставание превратилось в наше преимущество. Самолет взлетел, и мы знаем, какой он есть». Если говорить о фирме «Мак Доннелл», то мне кажется, что при создании F-15 она находилась под влиянием компоновки самолета МиГ-25».