что такое вектор тяги в истребителе
Вектор тяги или несколько слов об истории появления самолётов с вертикальным взлётом и посадкой.
Однако идея использования поворотных сопел для обеспечения вертикального взлета и посадки у ходит своими корнями в середину 40-х годов, когда в стенах ОКБ-155, возглавляемого главным конструктором А.И. Микояном, в инициативном порядке был разработан проект подобного самолета. Его автором стал Константин Владимирович Пеленберг (Шуликов), работавший в ОКБ со дня его основания.
В своем проекте К. В. Пеленберг основное внимание сконцентрировал не на крыле, а на силовой установке. В период 1942-1943 гг. он разработал и тщательно проанализировал несколько схем истребителей, использовавших для сокращения взлета и поездки изменение сектора тяги за счет отклоняемых воздушных винтов. Крыло и оперение в этих случаях лишь помогали достижению основной задачи.
Разработанный в итоге истребитель представлял собой моноплан двухбалочной схемы, имеющий трехколесное шасси с передней опорой. Разнесенные балки соединяли крыло с хвостовым оперением, которое имело цельноповоротный стабилизатор. На балках были расположены основные опоры шасси, Стрелково-пушечное вооружение размещалось в носовой части фюзеляжа.
Силовая установка располагалась и кормовой части фюзеляжа за кабиной пилота. Мощность посредством редуктора и удлиненных валов передавалась спаренным толкающим винтам, имевшим взаимно-противоположное вращение. Последнее исключало реактивный момент и повышало эффективность винтомоторной группы.
На режимах взлета и посадки спаренные винты, при помощи гидравлического привода, можно было поворачивать относительно оси редуктора вниз, создавая тем самым вертикальную подъемную силу. Двухбалочная схема в полной мере способствовала свободному перемещению винтов, при этом в отклоненном положении они незначительно затенялись фюзеляжем и крылом. С приближением к земле или при полете вблизи нее винты должны были образовывать под самолетом область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки. При этом также повышался их кпд.
В случае реализации данного проекта, предложенной истребитель мог иметь очень короткую дистанцию разбега, но для вертикального взлета мощности существовавший в то время моторов явно не хватало. Поэтому для подобного проекта с целью сокращения взлетно-посадочных дистанций, а также осуществления взлета и посадки по крутой траектории, близкой к вертикальной, требовался один мотор повышенной мощности или два, работавших синхронно на одни вал.
Проект истребителя укороченного взлета и посадки так и остался проектом, но он только усилил желание автора создать самолет вертикального взлета и посадки. Константин Владимирович понимал, что возможность вертикального взлета открывала неоценимые тактические возможности для военной авиация. В этом случае самолеты могли бы базироваться на грунтовых аэродромах, используя ограниченные по размерам площадки, и на палубах кораблей. Актуальность зтой проблемы была ясна уже тогда. К тому же с ростом максимальных скоростей полета истребителей, неизбежна росли и их посадочные скорости, что делало посадку сложной и небезопасной, кроме того, увеличивалась потребная длина взлетно-посадочных полос.
По окончании Великой Отечественной войны с появлением в нашей стране трофейных немецких реактивных двигателей ЮМО-004 и БМВ-003 а затем и закупленных у английской фирмы «Роллс-Ройс» двигателей «Дервент-V», «Нин-I» и «Нин-II», удалось, успешно разрешить многие проблемы в отечественном реактивном самолетостроение. Правда и их мощность была еще недостаточна для решения поставленной задачи, но это не останавливало работу авиаконструктора. В это время Константин Владимирович не только работал в ОКБ главного конструктора А.И. Микояна, но и преподавал в Московском авиационном институте.
К разработке истребителя с вертикальным взлетом и посадкой, у которого в качестве силовой установки использовался турбореактивный двигатель (ТРД), К.В. Пеленберг приступил в начале 1946 г. в инициативном порядке и уже к середине года проект машины был в целом завершен. Как и в предшествующем проекте, он выбрал схему с неподвижной силовой установкой, а вертикальный взлет обеспечивал изменяемый вектор тяги.
Особенностью предлагаемой схемы было то, что цилиндрическое сопло реактивного двигателя оканчивалось двумя симметрично расходящимися каналами, в конце которых устанавливались поворотные в вертикальной плоскости насадки.
Существенным преимуществом предложенного устройства являлась простота конструкции, отсутствие необходимости в переделке сопла самого двигателя и сравнительная простота управления. При этом поворот насадков не требовал больший усилий и сложных устройств, как, например, в случае изменения вектора тяги путем поворота всей силовой установки.
Разработанный Константином Владимировичем истребитель представлял собой моноплан с реданной схемой расположения двигателя. В качестве силовой установки должен был послужить наиболее мощный в то время английский ТРД «Нин-II» с тягой 2270 кгс. Подвод воздуха к нему осуществлялся через лобовой воздухозаборник. При компоновке машины одним из основных требований были то, чтобы ось вектора тяги при отклонении насадков проходила вблизи центра тяжести самолета. Насадки в зависимости от режима полета требовалось поворачивать на наивыгоднейшие углы в пределах от 0 до 70°. Наибольшее отклонение сопла соответствовало посадке, которую планировалось осуществлять на максимальном режиме работы двигателя. Изменение вектора тяги также предполагалось использовать и для торможения самолета.
Технологически оба канала, соединенные с неподвижной частью, вместе с механизмом управления поворотом представляли собой один агрегат, который с помощью фланца присоединялся к цилиндрическому соплу двигателя. Насадки крепились к торцам каналов с помощью опорно-упорных подшипников. В целях, предохранения подвижного соединения от воздействия горячих газов, края насадка перекрывали щель плоскость вращения. Принудительное охлаждение подшипников было организовано за счет забора воздуха из атмосферы.
Для отклонения насадков планировалось использовать гидравлический или электромеханический привод, установленный на неподвижной части сопла, и червячную передачу с зубчатым сектором, закрепленным на насадке. Управление силовым приводом осуществлялось либо летчиком дистанционно, либо автоматически. Равенство углов поворота достигалось одновременным включением приводов. Их управление было синхронизировано, а предельный угол отклонения фиксировал ограничитель. Сопло также было снабжено направляющими лопатками и кожухом, предназначенный для его охлаждения.
Таким образом, газовая струя стала достаточно мощным средством обеспечения вертикального взлета и посадки. Ее использование в качестве посадочного средства для истребителя с тягой двигателя порядка 2000 кгс настолько сокращало площадь крыла, что оно фактически могло быть превращено в орган управления. Существенное сокращение габаритов крыла, которое на больших: числах М, как известно, составляет основное сопротивление самолета, позволяло значительно повысить скорость полета.
Ознакомившись с проектом. А.И. Микоян посоветовал К.В. Пеленбергу зарегистрировать его как изобретение. Соответствующие документы 14 декабря 1946 г. были направлены в бюро по делам изобретательства Министерства авиационной промышленности, В заявке, посланной вместе с пояснительной запиской и чертежами под названием «Поворотное сопло ТРД», автор просил зарегистрировать данное предложение как изобретение «для закрепления приоритета».
Уже в январе 1947 г. состоялось заседание экспертной комиссии при техническом отделе МАП под председательством кандидата технических наук В.П. Горского. В состав комиссии также входили А.Н. Волоков, Б. И. Черановский и Л.С. Каменномостский. В своем решении от 28 января комиссия отметила, что данное предложение в принципе является правильным, и рекомендовала автору продолжать работу в этом направлении. Наряду с этим она отметила, что уменьшение площади крыла нецелесообразно, так как в случае отказа силовой установки, посадка самолета окажется проблематичной.
Вскоре проект самолета получил конструктивную проработку в такой степени, что это дало автору основание для его рассмотрения в ЦАГИ, ЦИАМ, ОКБ завода №300 и других организациях, где проект также получил положительную оценку. В итоге 9 декабря 1950 г. Заявка К.В. Пеленберга была принята к рассмотрению Управлением по изобретениям и открытиям при Государственном комитете по внедрению передовой техники в народное хозяйство. При этом публикацию предлагаемого изобретения запретили.
Конечно, проект еще не охватывал и не мог охватить сразу всех тонкостей, связанных с созданием вертикально взлетающего самолета. Тем более что приходилось работать в одиночку. Но хотя возникало множество технических трудностей и новых проблем, уже тогда стало ясно, что проект реален, что он является началом нового направления в современной авиации.
Одно лишь поворотное сопло не решало всех проблем, возникающих при вертикальном взлете. Как было указано в решении экспертной комиссии МАП,
«. при изменении направления газовой струи будет меняться устойчивость и балансировка самолета, что вызовет затруднения в управлении при взлете и посадке».
Поэтому помимо изменения вектора тяги требовалось решить вопрос стабилизации машины, так как при отсутствии обдува крыла и хвостового оперения воздушным потоком роль стабилизаторов они уже не выполняли.
С целью решения этой задачи Константин Владимирович отработал несколько вариантов стабилизации. Во-первых, неуравновешенность самолета при отклонении вектора тяги в полете можно парировать, изменяя углы атаки стабилизатора. Во-вторых, на малых скоростях полета он предложил использовать дополнительное реактивное устройство (автономное или использующее отвод газов из закомпрессорной части двигателя). Работа над вторым способом была сложнейшей задачей, так как без исследований и продувок в аэродинамической трубе невозможно было судить о поведении самолета при отклоненной газовой струе вблизи земли.
Дело в том, что при возникновении начальных поперечных возмущений вблизи земли быстро нарастают угловые ускорения крыла, которые приводят к критическим углам крена самолета. При ручном управлении поперечной стабилизацией летчик по субъективным причинам не успевает вовремя среагировать на появление начального крена. В результате запаздывания ввода управления, а также определенной инерционности системы ручное управление не может гарантировать быстрого и надежного восстановления нарушенной поперечной балансировки. Кроме того, газовый поток, идущий от реактивного двигателя вниз, захватывая сопредельные массы воздуха, вызывает перетекание воздуха с верхней поверхности крыла к нижней, отчего возрастает давление сверху крыла и уменьшается под ним. Это снижает подъемную силу крыла, ухудшает демпфирование и затрудняет стабилизацию самолета по крену. Поэтому, в частности, к управлению креном требовалось вдвое втрое большая чувствительность, чем к управлению по тангажу.
В связи с этим в 1953 г. К.В. Пеленберг разработал систему поперечной стабилизации для своего проекта истребителя вертикального взлета и посадки. Ее особенность заключалась в применении на самолете двух гиростабилизаторов крена, которые размещались на крыле (по одному в каждой консоли) на максимальном удалении от продольной оси машины. Для их работы использовалась часть энергии газовой струи ТРД. Система вводилась в действие с помощью гироскопов, являющихся датчиками стабилизированного положения самолета по крену и одновременно распределителями направления восстанавливающих реактивных сил.
При крене самолета гиростабилизаторы создавали два равных реактивных момента, приложенных к консолям, и действующих в сторону, обратную крену, С возрастанием крена самолета восстанавливающие моменты увеличивались и достигали максимального значения при достижении предельно допустимого угла крена по условиям безопасности. Такая система имела преимущество в том, что вводилась в действие автоматически, без участия летчика и без промежуточных связей, была безинерционной, обладала высокой чувствительностью и постоянной готовностью к работе, а также создавала условия для аэродинамического демпфирования крыла.
Гирогазостабилизаторы вводились в действие на взлетно-посадочных режимах одновременно с поворотом основных сопел ТРД и переводом двигателей на вертикальную тягу. В целях стабилизации самолета по всем трем осям в этот момент также вводилась в работу система стабилизации по тангажу. Для включения стабилизаторов крена летчик открывал заслонки, расположенные в эатурбинной части реактивного двигателя. Часть газового потока, имевшего в этом месте скорость около 450 м/с, устремлялась в газопровод, а откуда в гироблок, который направлял его в сторону, нужную для восстания крена. При открытии заслонок автоматически открывались верхние и нижние щитки, закрывавшие вырезы в крыле.
В том случае, если крыло самолета занимало строго горизонтальное положение относительно продольной и поперечной осей, верхние и нижние окна правого и левого гироблоков были открыты на половину своей величины. Газовые потоки выходили с равной скоростью вверх и вниз, создавая равные реактивные силы. Вместе с тем истечение газа из гироблока вверх препятствовало перетеканию воздуха с верхней поверхности крыла к нижней, а, следовательно, уменьшалось разрежение над крылом при отклонении вектора тяги двигателя.
В приемнике располагался механизм распределения газа. Его роль заключалась в том, чтобы направлять газовый поток из магистрали в верхнюю или нижнюю камеры гироблока, который откуда затем истекал наружу через окна между лопатками дисков гироблока. В зависимости от того, в какую сторону поворачивался блок, заслонка закрывала либо верхнее окно, либо нижнее, перепуская газ из магистрали в одну из камер. При работе гироскопа блок постоянно сохранял горизонтальное положение, а поворот заслонки и перепуск газа в камеры происходил в результате поворота приемника газа относительно поперечной оси, вызванного наклоном крыла. Чем больше был угол крена, тем больше открывалось одно окно гироблока и закрывалось другое.
Гироблок устанавливался в жесткую коробку, на которой с помощью шарниров закреплялись две пары щитков, закрывавших сверху и снизу вырезы в крыле. В закрытом положении щитки плотно прилегали к планкам и остальной поверхности крыла, не нарушая его контура. Их также открывал летчик одновременно с газовой заслонкой реактивного двигателя.
Гиростабилизаторы монтировались в консолях крыла с таким расчетом, чтобы плоскости гироскопов лежали в плоскости продольной и поперечной осей самолета. Для самолетов сравнительно небольших размеров, которые могут иметь значительные углы колебаний по тангажу, во избежание явления прецессии гироскопов в конструкцию предполагалось ввести параллелограмм ную связь между поперечными осями правого и левого гироблоков для их взаимного удержания.
В Советском Союзе пожалуй только в ЛИИ на практике изучали возможность создания реактивного самолета вертикального взлета и посадки. В 1958 г. группа, под руководством A.H. Рафаэлянца, разработала и построила экспериментальный аппарат, получивший название «Турболета».
Его полеты доказали принципиальную возможность создания самолета со струйным управлением на режимах вертикального взлета, виеения и посадки, а также при переходе к горизонтальному полету. Однако идея создания самолета вертикального взлета и посадки и к этому времени еще не овладела умами официальных властей, хотя в «портфеле» отечественных конструкторов был и проект подобного самолета, и опыт, накопленный при испытаниях «Турболета».
Только в конце 1960 г., когда самолет Р. 1127 «Кестрел»уже летал, а также появились первые обстоятельные публикации о немг официальные круги словно «прорвало». В ЦК КПСС и Совете Министров СССР задумались всерьез и решили в очередной раз «догнать и перегнать загнивающий Запад». В итоге после почти годовой переписки между всеми заинтересованными организациями работы по проектированию и постройке самолета вертикального взлета и посадки на основании их совместного Постановления от 30 октября 1961 г. поручили ОКБ-115 главного конструктора А.С. Яковлева. Разработка силовой установки была поручена ОКБ-300 главного конструктора С.К. Туманского. Правда стоит отметить, что еще в 1959 г. заместителем Председателя Совета Министров СССР Д.Ф. Устиновым, председателем Государственного комитн-а по авиационной технике П.В. Дементьевым и главнокомандующим ВВС СА К,А. Вершининым был подготовлен проект Постановления, в котором создание экспериментального истребителя с вертикальным взлетом и посадкой планировали поручить ОКБ главного конструктора Г.М. Бернева.
Между тем, 29 августа 1964 г. (спустя 18 лет!) Государственный комитет по делам изобретений и открытий выдал К.В. Шуликову (Пеленбергу) авторское свидетельство за №166244 на изобретение поворотного сопла реактивного двигателя с приоритетом от 18 декабря 1946 г. Однако в это время СССР не являлся членом международной организации по вопросам изобретений и открытий, а потому данный проект не мог получить всемирного признания, так как действие авторского права распространялось только территорию СССР. К этому времени конструкция поворотного сопла нашла практическое применение в авиатехнике, а идея вертикально взлетающего самолета получала широкое распространение в мировой авиации. К примеру, вышеупомянутый английский Р.1127 «Кестрел» был оснащен турбореактивным двигателем «Пегас» с четырьмя поворотными соплами.
В октябре 1968 г. П. О. Сухой, в чьем ОКБ к этому времени работал Константин Владимирович, направил С. К. Туманскому ходатайство о выплате автору вознаграждения, так как возглавляемое последним предприятие освоило серийный выпуск реактивных двигателей с сопловым устройством, сделанным по предложенной К.В. Шуликовым схеме. Как отметил Павел Осипович в своем обращении, по своему техническому значению данное изобретение являлось одним из самых крупных, что были сделаны в области авиационной техники.
А 16 мая 1969 г. обращение П. О. Сухого поддержал А. А. Микулин, который подчеркнул, что изобретение К.В. Шуликова было им рассмотрено еще в 1947 г, и «расценено как новое, интересное техническое решение, обещающее в будущем реальную перспективу использования тяги двигателя для облегчения взлетно-посадочных режимов самолетов». Кроме того, к этому времени по проекту СВВП 1946 года были получены положительные заключения ЦИАМ (№09-05 от 12 апреля 1963 г. за подписью В.В. Яковлевского), ЦАГИ (№4508-49 от 16 января 1966 г. за подписью Г.С. Бюшгенса), технического совета ОКБ-424, а также решение БРИЗа МАП (от 22 июля 1968 г.).
Ходатайство о выплате вознаграждения за изобретение поворотного сопла рассмотрели на состоявшемся 10 октября 1969 г. заседании технического совета ОКБ-300. В ходе обсуждения отмечалось, что предложенная К.В. Шуликовым схема поворотного сопла впервые была внедрена в СССР на двигателе Р-27-300 (изд. 27), то есть ее использование позволило создать первую отечественную конструкцию такого класса. Кроме того, эта схема также получила развитие три разработке двигателя P-27B-300 (изд. 49). В подтверждении этого техсовету 0КБ-ЗО0 был представлен акт о внедрении изобретения по авторскому свидетельству №166244, который был составлен начальником ОКБ М.И. Марковым и ответственным уполномоченным БРИЗ ОКБ И.И. Мотиным, В акте отмечалось, что
«согласно предложению автора выпущены чертежи поворотного сопла № 2716880, 2716881, 2716950, 2716951 и №491600010, сущность которых полностью соответствует формуле изобретения авторского свидетельства №166244».
Так как созданные по данной схеме двигатели, являлись новым перспективным направлением в развитии техники, авторское вознаграждение было определено в размере 5000 рублей. Таким образом, технический совет ОКБ-300 признал, что работа К.В. Шуликова легла в основу создания первого отечественного самолета с вертикальным взлетом и посадкой.
Учитывая это, научно-технический совет лри Техническом управлении МАП под председательством ИТ. Загайнова в октябре 1969 г. счел правомерным
«признать приоритет в технической разработке проекта первого вертикально взлетающего самолета за отечественной авиационной техникой».
Исходя из большого технического значения и перспектив, которое имело данное изобретение, предвосхитившее появление авиации вертикального взлета и посадки на много лет вперед, и вытекающее из этого первенство отечественной авиации в развитие этой области техники, научно-технический совет оценил его, как техническое усовершенствование, близкое по своему значению к техническому открытию, и рекомендовал выплатить автору причитающееся вознаграждение.
Такова краткая история самого первого в мире проекта вертикально взлетающего самолета. И хотя детище выдающегося инженера и увлеченного техническим замыслом конструктора К.В. Шуликова в Советском Союзе не нашло своего воплощения в металле, это не умаляет прав автора и отечественной авиационной науки техники на приоритет в создании авиации вертикального взлета.
При подготовке публикации использованы документальные материалы, любезно предоставленные К.В. Шуликовым из личного архива, а также документы Российского государственного архива экономики.
Биографическая справка
ШУЛИКОВ (ПЕЛЕНБЕРГ) Константин Владимирович
Константин Владимирович Шуликов (Пеленберг) родился 2 декабря 1911 г, в г. Пскове в семье военнослужащего. В 1939 г. он с отличием окончил самолетостроительный факультет Московского авиационного института с присвоением квалификации инженера-механика. Свою практическую деятельность в авиационной промышленности К.В. Шуликов начал в 1937 г. совмещая работу с учебой в институте. Будучи сотрудником ОКБ главного конструктора Н.Н. Поликарпова он прошел путь от инженера-конструктора до начальника сектора крыла КБ-1. Участвовал в проектировании и постройке истребителей И-153 «Чайка» и И-180.
С декабря 1939 по 1951 год К.В. Шуликов работал в ОКБ главного конструктора А,И. Микояна, где принимал активное участие в разработке и постройке истребителей МиГ-1, МиГ-3, И-250, И-270, МиГ-9, МиГ-15, МиГ-17, экспериментального МиГ-8 «Утка» и других самолетов. Весной 1941 г. он был командирован в составе бригады завода №1 им. Авиахима в распоряжение ВВС Западного Особого и Прибалтийского Особого военных округов для оказания помощи летно-техническому составу строевых частей в освоении истребителей МиГ-1 и МиГ-3. В задачу бригады также входило устранение выявленных при эксплуатации недостатков и проведение доработки материальной части по бюллетеням завода-изготовителя. В годы Великой Отечественной войны Константин Владимирович принимал участие в восстановительном ремонте истребителей МиГ-3, состоящих на вооружении авиационных полков ВВС Западного фронта и 6 ИАК ПВО г. Москвы. В 1943 г. им была разработана технология изготовления мягких топливных баков.
Параллельно с работой в ОКБ-155 в период с 1943 по 1951 год К. В. Шуликов по совместительству вел большую преподавательскую работу в МАИ, где являлся членом кафедры «Конструкция самолетов». Им было прочитано около 600 часов лекций по конструкции самолетов для студентов 5-го курса, он также был руководителем дипломных проектов, рецензентом и принимал участие в разработке методических пособий для студентов и дипломников.
С 1976 г. по 2003 г. Константин Владимирович работал в Научно-производственном объединении «Молния» возглавляемом Г. Е.Лозино-Лозинским. Он принимал участие в проектировании и создании многоразового космического корабля «Буран», его аналога и экспериментальных образцов. Многие предложенные им технические, решения были приняты к разработке и производству.
К.В. Шуликову принадлежит ряд научных работ и более 30 изобретений в области авиации и космонавтики. При его участии (совместное ЦАГИ, ЦНИИ-30 МО, НИИ-2 МАП) выполнены НИР по «Исследованию авиационно-космического комплекса воздушного старта ракет», в том числе «Исследование облика самолета-разгонщика изделия «100» В.Н. Челомея на базе сверхзвукового самолета Т-4». Им разработаны проект самолета вертикального взлета и посадки, проекты различных систем в области стабилизации и управляемости самолетов, проект стабилизирующей платформы высотной астрономической станции Академии Наук СССР для подъема в стратосферу крупного телескопа массой 7,5 тонн, проект надувного трапа для работы кocмoнавтов в открытом космосе и другие.
В последнее время им разработаны проекты двухмоторных многоцелевых самолетов-амфибий «Ладога-бА» на б мест и «Ладога-9И» на 9-11 мест. В 1997 г. проект самолета-амфибии «Ладога-бА» был удостоен «Золотой медали» на всемирной выставке «Брюссель-Эврика-97».
Вектор тяги. К вопросу о двигателях для истребителей пятого поколения
Законы эволюции
Двигатель – сердце самолета. За этой банальной фразой кроется глубокий смысл, однако она нуждается в некотором уточнении: это не только «сердце», но и «мышцы» летательного аппарата. Да, именно бортовая силовая установка обеспечивает работу электрических, гидравлических и других его «артерий», но её главное назначение создавать тягу – силу, необходимую для взлета, полета по заданному маршруту, выполнения всех видов маневров и посадки.
Моторы самых первых аэропланов работали на фиксированных оборотах, но как только появилась возможность регулирования их мощности, этот процесс стал неотъемлемой частью управления самолетом в целом.
С достижением сверхзвуковых скоростей и высот значение управления тягой для выдерживания заданной траектории резко возросло, поскольку на многих режимах полета управляющие моменты, создаваемые одними только рулевыми поверхностями, а иногда даже и подъемная сила крыла для этого стали уже недостаточны. Это особенно сильно чувствовалось в таких «пилотируемых ракетах», как советский перехватчик Су-9 Сухого, или американский Локхид F-104 «Старфайтер», не только высотно-скоростные качества которых, но их устойчивость и управляемость определялись в значительной мере именно тягой двигателя.
Весь облик таких самолетов был нацелен на достижение максимальных высот и скоростей, они должны были выполнить перехват сверхзвукового противника в стратосфере, двигаясь почти как баллистическая ракета – «на двигателе». Но практика показала ошибочность такого упрощённого подхода к ведению войны в воздухе. В 1970-е годы началась переоценка ценностей во взглядах на приоритеты в летно-тактических данных самолетов-истребителей. Их скорость и высотность больше не росли, а на первый план вновь вышли показатели маневренности и дальности полёта. Некоторые эксперты считали, что теперь не важно, какой будет двигатель, а главное – аэродинамика и весовое совершенство. Однако попытка установки на истребитель IV поколения F-16 одноконтурного двигателя III поколения J79-GE вместо ТРДДФ IV поколения F100-PW-200 привела к такому падению боевых свойств, что от него отказались даже страны «третьего мира». И никто больше не сомневается, что для самолета V поколения и двигатель нужен этого же поколения. Но каким он должен быть?
Новое поколение – новые задачи
В начале 1970-х гг. американская авиапромышленность создала тактические истребители F-15A и F-16A с очень высокими летными данными. Однако появившиеся в ответ советские МиГ-29 и Су-27 сохранили традиционное превосходство в ближнем бою и существенно сократили, а то и свели на нет отставание по дальности полета, возможностям управляемого вооружения и прицельного оборудования. Модернизация F-15 и F-16 ВВС США, как и палубных F-18, шла в направлении наращивания их ударного потенциала и их шансы в воздушном бою против обновленных МиГов и Су, особенно на малых дистанциях, сократились ещё более. Потому приступая к разработке следующего поколения истребителей, командование ВВС США во главу угла поставило именно летные данные.
Оно хотело получить устойчивое, сохраняемое длительное время преимущество над советскими самолетами в маневренности, что лишило бы ВВС СССР традиционного превосходства в ближнем бою над линией фронта и гарантировало бы решение задачи захвата господства в воздухе для обеспечения действий ударной авиации. Для этого и был нужен двигатель с управлением вектором тяги, объединенным с системой основного (аэродинамического) управления самолетом.
Вторым аспектом было одновременное сокращение времени реакции и повышения радиуса действия, что давало возможность быстро концентрировать авиацию на решающем направлении. Первое традиционно достигалось уменьшением времени подготовки к боевому вылету, но уже к середине 70-х гг. здесь резервы были исчерпаны. Трудозатраты по обслуживанию на один час полета самолета-истребителя достигли низшего возможного предела: для F-15A они сократились до 11,3 часа, что было вдвое ниже, чем на самолете F-4E, и в 2,8 раза ниже, чем на F-4C. Даже на 1 час полета поршневого истребителя Р-51 «Мустанг» времен II мировой войны надо было тратить 15 часов труда техсостава! Оставалось увеличивать крейсерскую скорость до сверхзвуковой – у F-15A, например, она была лишь 930 км/ч. Это попутно дало бы и тактические преимущества при вступлении в воздушный бой.
Чтобы увеличить радиус действия обычно старались снизить километровый расход топлива и увеличить объем баков. Дозаправка в полете не касается нашей темы, а эти пути непосредственно связаны с совершенствованием двигателей. Чтобы они тратили как можно меньше керосина на километр, повышали степень сжатия входящего воздуха в компрессоре, температуру в камере сгорания (перед турбиной), разделяли роторы на два (высокого и низкого давления), наконец, перешли на двухконтурные двигатели с форсажной камерой – ТРДДФ.
Но за выгоды ТРДДФ на дозвуковых крейсерских режимах приходилось платить ухудшением характеристик на режимах боевых, а проценты дальнейшего снижения расхода топлива давались все труднее. Оставалось убирать непроизводительные его потери, повышая точность регулирования режима работы, но это какие-то проценты, или же переходить на сверхзвуковой крейсерский режим.
Еще с начала 50-х гг. советские самолеты Су-7 и Су-9, или английские «Лайтнинг» могли ходить на сверхзвуке без включения форсажа, но и при этом их дальность все равно получалась очень маленькой. Форсажный крейсерский сверхзвуковой режим более был получен на МиГ-25 с низконапорными одноконтурными ТРДФ, а затем на МиГ-31 с ТРДДФ. Но радиус действия этих крупных и тяжелых машин был таким в основном не благодаря высокой экономичности двигателей, а за счет объема баков. Для маневренных истребителей этот путь не годился – нужны были принципиально новые конструкции авиационных двигателей.
И последним средством достижения превосходства в воздушном бою должна была стать концепция «первым увидел – первым выстрелил». Если ранее она реализовалась за счет большей дальности действия радиолокационной станции и ракет, то на поколении IV эти параметры у советских и американских истребителей сравнялись, и американцами ставка была сделана на ограничение демаскирующих признаков путем внедрения технологий «стелс» в конструкции и самолетов, и их силовых установок. В таком ключе в США были задуманы программы создания истребителей ATF и двигателей AFE поколения V.
По итогам конкурса для серийного выпуска были отобраны истребитель F-22A «Раптор» концерна «Локхид – Мартин», о котором мы писали в № 4 и 5 нашего журнала за 2008 г., и двигатель Пратт-Уитни F119-PW-100. Он был рассчитан на крейсерский полет с числами М=0,8. 1,5 на высотах 60. 16000 м и на ведение маневренного воздушного боя при М=0,5. 1,8 на тех же высотах. При выполнении перехвата число М могло расти до 2,0. 2,2, а высота полета – до 18000 м.
Для советских истребителей V поколения Сухой С-22/С-32/С-37 и Микоян 1.44/1.42 были созданы двигатели Д30Ф9 и АЛ-41Ф, которые представляли собой глубокие модификации серийных ТРДДФ IV поколения Д30Ф6 и АЛ-31ФП. Зоны их крейсерских режимов должны были быть такими же, как и у «американца», но боевые были расширены вправо и вверх – до М=2,3. 2,5 и Н=18000. 22000 м с возможностью маневрирования там со значительными углами атаки и перегрузками.
Так получалось, что первый ход в создании IV и V поколений самолетов истребительной авиации делала Америка. Хорошо это или плохо для её вероятного противника – для СССР, а теперь для России? Конечно, что хорошего в постоянном отставании? Но с другой стороны такая ситуация позволяла перенимать готовые удачные решения и учитывать чужие ошибки, строя свой ответ с учетом их. Действительно, ни в одном из этих случаев Америке не удалось сделать так, чтобы её противник был вынужден пассивно следовать предложенным правилам игры и пытаться просто повторить то, что она делала, чтобы выдержать лишь симметричный паритет. Это касается и создания двигателей для самолетов истребительной авиации.
И первые советские истребители V поколения 1.44, разработанный ОКБ им. Микояна, и Сухой С-37, и сегодняшний Т-50, при всем сходстве поставленных задач и отдельных инженерных решений не являются попыткой повторить американский F-22 – об этом мы недавно подробно говорили. То же самое можно сказать и об их силовых установках.
Новые задачи – новые решения
Как только на самолетах III поколения, например, на F-111, стали видны недостатки ТРДДФ, начался поиск путей их устранения либо создания двигателей другой схемы. Конструкторы рассматривали силовые установки комбинированные и изменяемого цикла, одноконтурные многовальные ТРДФ, двигатели с выносными компрессорами («двухтрубные») и вовсе без форсажных камер и т.д., однако и сегодня большинство истребителей (за исключением F-35B с вертикальной посадкой – его ТРДДФ F135-PW-600 имеет выносное устройство вертикальной тяги и отклоняемое сопло – не путать с изменением вектора тяги для улучшения маневренности) всё ещё оснащены «обычными» ТРДДФ. Но их компоненты эволюционируют очень заметно, и именно это обеспечивает этому классу двигателей такое долголетие.
Естественно, пути этой эволюции в России и в США отличаются, что определяется различиями в поставленных задачах. Но вместе с тем в них есть и много общего. И в Америке, и в России при создании двигателей V поколения сохранились тенденции уменьшения двухконтурности при повышении степени сжатия в компрессоре, увеличения оборотов и температуры газов на выходе из основной камеры сгорания, а также роста удельных характеристик за счет и тяги без ограничения, а то и с наращиванием ресурса двигателя. Это достигается как обычно – путем улучшения способов смазки и охлаждения деталей, а также использованием новых материалов и технологий их обработки.
Рассматривались различные способы снижения массы и размеров двигателя как за счет более рациональной конструкции каждой детали, так и путем уменьшения числа ступеней компрессора и турбины. Если ротор ТРДДФ IV поколения в сумме имел 17. 14 ступеней, то на V поколении их только 11…12, но при этом не удалось сократить ни длину, ни массу двигателя, потому что «работали против этого» другие факторы, определившие их рост.
Например, значительное расширение области возможных режимов работы (как крейсерских, так и боевых) потребовало полной переделки компрессора, как элемента наиболее чувствительного к свойствам входящего потока.
Когда разработка двигателей V поколения только начиналась, большое внимание уделялось снижению эффективной площади рассеивания (ЭПР), демаскирующего признака при облучении радиолокатором. Намеревались делать лопатки из композитов со сложной внутренней макроструктурой, наносить на них радиопоглощающее покрытие или профилировать их так, чтобы отраженные сигналы взаимоподавлялись. Но все это оказалось слишком сложно, и обошлись «радар-блокером» – сравнительно простым подавляющим сигнал РЛС устройством, которое стоит перед входным направляющим аппаратом компрессора (ВНА) и за стабилизаторами пламени форсажных камер. Естественно, за малозаментость пришлось заплатить ухудшением газодинамики и увеличением веса, пусть и небольшим.
Можно ли обойтись без радар-блокеров как отдельных агрегатов и снизить ЭПР двигателя? Теоретически да – если найти такую форму устройств защиты воздухозаборников от попадания посторонних предметов и стабилизаторов пламени в форсажной камере, которая бы обеспечила совмещение разных функций в одном агрегате без существенной потери качества их исполнения и роста массы. Фактор материала здесь, по-видимому, мешать не будет – он один и тот же. Делается ли это? Не берусь утверждать, но на двигателе АЛ-41Ф1С отдельных радар-блокеров в форсажной камере нет.
Для двигателей V поколения в СССР и в США были созданы трехступенчатые компрессоры низкого давления (КНД) с регулируемым и входным направляющим аппаратом (ВНА) и широкоходными лопатками, спрофилированными так, чтобы исключить помпаж и зуд без перепуска воздуха, вызывающего потери давления, увеличивающего ЭПР и усложняющего конструкцию. Чтобы удовлетворить этим требованиям и достичь заданных выходных характеристик пришлось пойти на рискованные решения. Отказ от антивибрационных полок улучшил газодинамическое качество лопаток КНД, снизил и ЭПР и массу, но чтобы обеспечить их жесткость пришлось предпринимать другие меры, пойдя на усложнение и удорожание технологии.
Особенностью американского двигателя F119-PW-100 является то, что часть потока сравнительно холодного воздуха от КНД идет мимо камеры сгорания, как это сделано в турбовентиляторных двигателях без смешения потока транспортных самолетов. Этот воздух охлаждает створки агрегата УВТ и «окутывает» горячую часть реактивной струи, но остальное направляется в основную камеру сгорания (ОКС) и далее уже в виде горячего газа после сгорания топлива в ней топлива – в форсажную камеру сгорания (ФКС).
Такой отбор воздуха, естественно, ведет к ухудшению тяговых и расходных показателей двигателя. В СССР, а затем в России технологиям «стелс» не придавалось такого значения, но и там пришлось отбирать часть воздуха на охлаждение сопла. Правда, по другой причине – для обеспечения его работы при отклонении вектора тяги на большой угол.
Компрессор низкого давления IV поколения имел 9-10 ступеней, а V поколения – только 6. Относительное удлинение его лопаток уменьшилось, что позволило повысить их газодинамическую эффективность и прочность.
Конструкторы американской фирмы «Дженерал Электрик» в своем варианте двигателя AFE (YF120-GE) пытались регулировать пропорцию расходов воздуха через контуры низкого и высокого давления путем изменения газодинамических свойств трактов в целом. Их двигатель на режиме максимальной тяги, при разгоне с числом M>1 и в сверхзвуковом крейсерском полете должен был работать как «чистый» одноконтурный ТРД, а при крейсерском полете на дозвуке и на снижении и т.д. – как ТРДД. Но это оказалось слишком сложно и дорого, что и стало одной из главных причин проигрыша в конкурсе.
Московское НПО «Сатурн» тоже делало свой ТРДДФ V поколения как двигатель изменяемого цикла, но пошло по другому пути. Регуляция потоков происходит в камере, где они смешиваются, что и позволило, хотя и не сразу, успешно решить эту очень сложную задачу.
Новинкой российского двигателя является плазменная система зажигания ОКС. Она более надежна как для обеспечения работы двигателя в момент пуска ракет, так и при его запуске в полете после аварийной остановки, что является «больным» вопросом на двигателях с широкоходным КНД.
Американским ноу-хау в области обеспечения ресурса основных камер сгорания являются «плавающие теплозащитные стенки», а также в ее конструкции применен новый сплав с увеличенным содержанием кобальта, который имеет повышенную сопротивляемость термической коррозии. В то же время опыт показывает, что ОКС не является тем элементом, который в первую очередь определяет ресурс двигателя. Другими словами, камера сгорания после наработки положенных тысяч часов будет в хорошем состоянии, но его все равно надо будет отправлять на капремонт, т.к. этого будут требовать другие узлы. Но о ремонте – чуть ниже, а пока идем дальше по двигателю и попадаем в турбину.
Число ступеней турбин высокого и низкого давления на ТРДДФ V поколения уменьшено до минимума – до одной в каждом каскаде (раньше их обычно было по две). Это самая нагруженная и теплонапряженная часть ТРДДФ, потому лопатки ТВД на двигателях IV поколения сделаны охлаждаемыми. Теперь нагрузка на каждую лопатку выросла, тем не менее, они стали неохлаждаемыми, что исключило необходимость отбора воздуха от компрессора, упростив конструкцию двигателя.
Но стоимость от этого не уменьшилась, а наоборот – резко выросла. В 70-е гг. изготовление неохлаждаемых лопаток турбин шло по пути внедрения технологий их «выращивания» как монокристаллов, но это оказалось дорого даже для одной лопатки – детали сравнительно небольшой. А теперь для снижения массы и исключения потерь давления за счет перетекания потока по стыкам лопаток и дисков рабочих колес компрессоров и турбин они делаются цельными. В США это называется Integrally Bladed Rotor – IBR. Попробуем представить, как вырастить монокристалл размером около метра! И сколько это будет стоить…
Потому пришлось вернуться к тому, от чего пытались уйти – к литью или к порошковой металлургии, поскольку штамповку, техпроцесс, оптимальный с точки зрения ресурса, нельзя применить из-за перекрытия лопаток, установленных плотно, с малым угловым шагом. Так можно сделать только заготовку для интегрального рабочего колеса. Да и допуски на размеры здесь таковы, что обойтись без последующей мехобработки отливки или порошковой детали не получается. И теперь представим: фрезерный станок с ЧПУ на минимальной подаче обрабатывает одну за другой десятки поверхностей двойной знакопеременной кривизны и каждая – под своим исходным углом, да еще перекрывающие друг друга! Может быть решение этой технологической проблемы будет найдено с развитием 3D-принтеров? Но обеспечат ли они длительное сопротивление такого рабочего колеса температурным и силовым нагрузкам, износу от механического трения и сверхбыстрого потока очень горячих газов с частичками сажи?
Валы роторов низкого и высокого давления ТРДДФ V поколения установлены на несмазываемых подшипниках и имеют противоположное направление вращения. Зазоры между нагруженными потоком и центробежной силой, нагретыми до температуры более 1500°С лопатками турбины и стенками проточной части должны быть минимальны. Так пытались сделать еще на ТРДФ III поколения J79-GE и АЛ-21Ф, но тогда столкнулись с явлением «титанового пожара». Изготовленные из этого материала лопатки под действием центробежных сил и высоких температур вытягивались, чиркали на своей огромной скорости о стенки канала и температура там подскакивала настолько, что он мгновенно возгорался. Пришлось материал лопаток и стенок каналов заменить на более тяжелую сталь, а вдоль их «дорожек» на внутренней стороне каналов проложить термостойкое спецпокрытие.
Сама форсажная камера сгорания при создании двигателей V поколения не претерпела значительных изменений, однако надо помнить, что их тяга существенно выросла, соответственно увеличились силы и температуры, действующие в ней. Единственным конструктивным новшеством стали радар-блокеры, аналогичные установленным перед ВНА. Но в ФКС они включены в конструкцию, работают в горячем потоке и должны не только не ухудшать, но и стабилизировать процесс горения истекающей с огромной скоростью топливовоздушной смеси.
Самым заметным внешним отличием российского двигателя V поколения АЛ-41Ф1 и американского F119-PW-100 является сопло со всеракурсно изменяемым вектором тяги. Конструкторы и в России, и в США вот уже много лет работают в этом направлении. Еще в СССР были проведены сравнительные испытания управляемого двумерного (плоского) и осесимметричного сопла со сферическим шарниром на летающих лабораториях на базе самолета Су-27. Они показали, что «круглый» вариант не только дает меньшие потери давления на прямом сопле и при перекладке, но при этом позволяет всеракурсное управление, тогда как плоское сопло дает возможность отклонять вектор тяги только в одной плоскости. И при этом было найдено такое решение поворотного узла, которое обеспечило существенный выигрыш в стоимости, массе, размерах и внешней аэродинамике этого агрегата по сравнению с «плоским» вариантом.
Американцы до такого при проектировании двигателей V поколения додуматься не смогли. Аналитики, рассматривающие достоинства двигателя F119-PW-100 самолета F-22A, объясняют выбор «плоского» сопла тем, что оно имеет пилообразные кромки, снижающие ЭПР. Однако уже давно очевидно, что значение этого аспекта в свое время было непомерно раздуто. Следующий истребитель V поколения F-35/JSF имеет двигатель с осесимметричным соплом – типа F135-PW. От российского АЛ-41Ф1 оно отличается «зубчатой» кромкой для снижения заметности и отсутствием управления вектором тяги.
Отклонение тяги вниз на режиме посадки есть у двигателя F135-PW-600 – оно чем-то напоминает советский ТРДДФ Р-79 разработки 1980-х гг., но потери давления в нем вероятно выше, судя по «угловатому» характеру изгиба канала из-за примитивной его конструкции. Опять же, такое управление не годится для улучшения маневренности в бою.
Усложнение управления двигателем с изменяемым вектором тяги, необходимость его объединения с процессом управления полетом в целом потребовала сделать следующий шаг в развитии соответствующих систем силовой установки. Двигатели IV поколения имели электронно-гидромеханическую систему регулирования, которая могла строится как на базе полноценного цифрового компьютера, так и достаточно простого аналогового вычислителя. Такая электроника лишь корректировала режимы, задаваемые полностью пилотом, перемещавшим рычаг управления двигателем (РУД), то теперь за ЭВМ закреплена основная роль. Особенностью V поколения ТРДДФ является электронная (цифровая) система управления с полной ответственностью. На Западе её называют FADEC – Full-Authority Digital Electronic (engine) Control.
На двигателе F119-PW-100 самолета F-22A она состоит из двух блоков управления на каждом двигателе – один рабочий и один резервный. В каждом блоке есть два канала, каждый – со своим компьютером, и таким образом каждый из двух двигателей американского истребителя теоретически имеет один работающий и три резервных канала управления. Российский АЛ-41Ф1 оснащен таким же цифровым управлением с полной ответственностью с элементами распределенных параметров.
И последнее. Все описанные компоненты выше объединяет корпус. Особенность любого реактивного двигателя заключается в том, что весь он в большей или меньшей степени нагружен силами, вызванными его тягой, и к тому же местами нагрет до очень немаленьких температур. Но грамотная конструкция, учитывающая реально действующие напряжения в его материале в каждом месте, может быть достаточно легкой. Но не дешевой.
При создании корпусов ТРДДФ давно используются методы компьютерного проектирования. Они делают прочностные и тепловые расчеты по методам конечных элементов, позволяющим оптимизировать выбор сечений и материалов деталей. Переход на крупногабаритные панели одновременно усложняет и упрощает это: увеличивается количество обсчитываемых элементов, но уменьшается число связей между деталями и реакций в них.
В результате формы частей корпуса становятся все сложнее, а требования к точности – все выше. Их уже не может обеспечить ни литье, ни штамповка, ни порошковая металлургия и приходится применять механическую обработку там, где раньше обходились «без стружки».
Ну и последнее – материалы. Например, корпусные детали F119-PW-100 вновь делают из титанового сплава, причем из специального – в США он именуется Titanium C-Alloy. Да, титан легче стали примерно вдвое при той же прочности, но он в разы дороже, труднее обрабатывается, имеет проблемы со сваркой и температурными деформациями.
Как видим, трудностей на пути создателей двигателей для истребителей V поколения было множество, и причем мы перечислили их не все. И тем не менее, они их преодолели.
Двигатель V поколения как объективная реальность
В Америке создание двигателей AFE (Advanced Fighter Engine) для истребителей V поколения началось с исследовательских работ в 1980 г., а практическое проектирование стартовало в 1983-м. Его итогом стали два опытных ТРДДФ – Пратт-Уитни YF119-PW (PW5000) и Дженерал Электрик YF120-GE (GE37). В конце 80-х они были установлены на испытательные стенды, а в середине 1990 г. появились на опытных истребителях Нортроп YF-23 и Локхид-Мартин YF-22.
Это были принципиально новые, не опирающиеся на конкретные прототипы, изделия. Некоторые технологии, использованные в двигателе YF119-PW, проходили предварительную отработку на запущенном в серию раньше ТРДДФ F110-PW-229 поколения IV+, но создавались эти технологии именно для AFE.
Российские двигатели V поколения АЛ-41Ф конструкции московского НПО «Сатурн» им. А.М. Люльки и Д30Ф9 пермского ПО «Авиадвигатель» опирались на изделия поколения IV. Причем пермский ТРДДФ, по сути, «вырос» еще из первого Д-30 поколения II. Из-за этого многие эксперты относят эти двигатели лишь к поколению IV++, не обращая особого внимания на суть и объем внесенных изменений.
Использование в качестве базы для двигателя нового поколения серийного изделия поколения предыдущего могло бы позволить быстрее довести их до стадии летных испытаний, если бы они не появились в такое неподходящее время. «Перестройка» привела к полному развалу СССР, и на фоне этого катаклизма провал с их внедрением в серию выглядел уже «мелкой неприятностью», хотя какое разочарование испытали тысячи людей, участвовавших в их создании! Первый полет истребителя Сухой С-37 МФИ состоялся 25 сентября 1997 г., а соревновавшегося с ним 1.42 МФИ конструкции АНПК «МиГ» им. Микояна 29 февраля 2000 г., испытания обоих шли довольно долго, но в серийное производство они так и не поступили.
Американцам на испытания и доводку двигателей AFE понадобилось 10 лет – первый серийный F119-PW-100 был собран только в 2000 г. Он значительно отличался от прототипа и имел ограничения по тяге, тем не менее, позволил начать строевую эксплуатацию парка самолетов F-22A и тем самым приступить к последнему и главному этапу доводки самой силовой установки – устранению её дефектов по результатам этой самой эксплуатации.
В ходе испытаний первых российских самолетов V поколения удалось выполнить лишь часть программ, посвященных отработке их силовых установок, но тот опыт, который удалось получить, говорил о том, что эволюционный путь не дает таких быстрых результатов, на которые рассчитывали. Тем не менее, разработка двигателя V поколения в России продолжилась в том же ключе, но с более радикальными переделками. По сравнению с АЛ-41Ф, новый АЛ-41Ф1 имел 80% отличающихся деталей и узлов, появились регулируемый ВНА и широкоходная первая ступень компрессора, внедрили управление по принципу FADEC (с описанными в 1-й части отличиями), даже размеры проточной части и лопаток роторов пришлось увеличить. Как и в американском двигателе, часть сложных сборочных единиц была заменена монолитными деталями. Все это потребовало огромных усилий и капиталовложений не только в силу технической сложности задачи, но и потому, что после длительного периода «сидения без госзаказа» оборонная, в т.ч. и авиационная промышленность Российской Федерации вынуждена была выбираться из «долговой ямы», набрав кредитов, чтобы хоть как-то выжить. Кроме того, она была вынуждена перестраиваться на ходу, «варясь в собственном соку», почти без поддержки государства, к которой так привыкла.
Проблема менеджмента
Разработка двигателя АЛ-41Ф1 (изделие 117) была начата в рамках научно-исследовательской работы (НИР) «Демон» для истребителей IV++ и поколения V в «лихие девяностые». В этой программе главную роль играли институты, ОКБ и заводы, которые были основаны еще в советские годы и уже мели то тяжелое время существенно пострадали и были вынуждены менять свою организационную структуру. Вообще удивительно, что тогда они смогли сделать такой двигатель и в конце 1990-х гг. начать его летные испытания на летающей лаборатории, переоборудованной из МиГ-25.
Это было время реформ по Гайдару и Чубайсу, изобретателям «шоковой терапии» для здоровой экономики. Да, новая форма их существования действительно лучше соответствовала требованиям, которые диктовали условия, в которые промышленность загнали, но она была направлена на экспортные задачи и лишена управляющего административного органа, координирующего такие сложные программы, выполняемые в интересах собственных вооруженных сил.
Головным исполнителем проекта «117» стал филиал НПО «Сатурн» – Научно-технический центр (НТЦ) им. А.М. Люльки, на который приходится примерно 70% объема научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ (НИОКР). Его возглавляет Генеральный конструктор Евгений Марчуков, который является ответственным за общую разработку двигателя. Создание компрессора высокого давления поручено НПЦ газотубостроения «Салют». Опытное производство НПО «Сатурн» изготовило несколько партий деталей, узлов, модулей и комплектных двигателей для испытаний, а также большое количество специального стендового оборудования. В производственном процессе с самого начала участвовало и серийное предприятие – Уфимское моторостроительное производственное объединение (УМПО), которое провело практическую отработку всего пакета необходимых технологий. В НИОКР также принимали участие научные учреждения (прежде всего, Центральный институт авиационного моторостроения – ЦИАМ), а также ОКБ им. П.О. Сухого, для самолетов которого этот двигатель предназначался.
Одной из самых болезненных проблем российской авиапромышленности постперестроечного периода стало разрушение централизованной системы административного управления, что затрудняло координацию усилий организаций-участников в выполнении столь сложных программ. Когда на рубеже 90-х гг. в Кремле сменилась власть, одной из первых ее задач стало восстановление управляемости «сектора реальной экономики», т.е. промышленности. И это оказалось необходимо не только потому, что в здесь для государственной собственности все еще оставалась достаточно велика – без общей координации и частник не очень-то эффективно работал.
Для этого надо было создать внятную и вменяемую систему взаимоотношений с теми частными и полугосударственными предприятиями, которые работали хорошо, и помочь восстановить продуктивный потенциал тем, кто такую способность подрастерял.
О том, хорошо или плохо ОДК и другие корпорации работают, разнообразные эксперты спорят с момента их появления, приводя в качестве аргументов конкретные факты их успешной деятельности и различных неудач и нарушений. Однако очевидно одно – при всех недостатках такая система лучше её отсутствия. Ведь что было до того все еще хорошо помнят.
В последнее время вновь заговорили о том, что вошедшие в такие корпорации (в т.ч. и в ОДК) предприятия должны получить больше свободы действий, и это позволит привлечь им больше инвестиций. Что же, дополнительные средства – это хорошо. Но орган, который будет направлять деятельность разнородных предприятий в русло конкретного проекта и жестко контролировать их деятельность, в т.ч. финансовую, должен остаться. Иначе все может повториться.
От изделия 117 к изделию 117С
Как же российские моторостроители шли к двигателю V поколения?
Путь этот оказался очень непрост и не только по причинам финансового и менеджерского плана, но и по чисто техническим. Так на двигателе АЛ-41Ф1 не удалось довести цифровую систему с полной ответственностью до такого уровня надежности, который бы позволил отказаться от электронно-гидромеханического дублирования. И на серийном АЛ-41Ф1С (изделие 117С) она вновь появилась, причем аналоговая.
Хорошо это или плохо? Естественно, это дополнительный вес, объем и «лишние» коммуникации. Да, она при выходе из строя основной системы не сможет её заменить в полном объеме и обеспечит лишь выход из боя. Но судя по опыту эксплуатации пассажирских самолетов, полные отказы FADEC – вещь не редкая даже в мирной жизни, а если завтра война?
Заказчик был недоволен величиной межремонтного ресурса – ее удалось увеличить, но ценой ограничения взлетной форсажной тяги с 15000 до 14500 кгс, зато одновременно снизили и массу на 50 кг (это с «тяжелой и старой» системой регулирования), и удельный вес не пострадал.
Несколько ухудшились показатели тяги, отнесенной к площади входного сечения и объему двигателя, но за счет улучшения его газодинамики удалось вновь добиться выхода на сверхзвуковой бесфорсажный крейсерский режим – причем для самолета Су-35 с аэродинамикой поколения IV.
К 2007 г. было построено 7 опытных двигателей АЛ-41Ф1С. Летные испытания прошли на переоборудованном в летающую лабораторию истребителе Т10М-10. В феврале 2008 г. НПО «Сатурн» завершило стендовые испытания двигателя и начало лётные на опытном Су-35, которые завершились 20 февраля 2008 г.
Входящее в состав Объединенной двигателестроительной корпорации России Уфимское моторостроительное производственное объединение (УМПО) 9 августа 2010 г. начало поставки двигателей АЛ-41Ф1С для самолетов Су-35С, строящихся в Комсомольске-на-Амуре и в 2011 г. первые такие истребители поколения IV++ начали поступать в строевые части ВВС РФ. Завод УМПО получил первый заказ на поставку 96 двигателей 117С до 2015 г., на 2015…2020 гг. планируется закупка еще 96 двигателей.
Война моторов в разгаре
Итак, двигатель АЛ-41Ф1С сделан и выпускается серийно и эксплуатируется в строевых частях на самолете Су-35С, о котором писал НиТ № 8 в 2013 г. Он вышел на этот этап в ускоренном режиме в т.ч. и «с помощью» ограничения на 500 кгс тяговых показателей (как в свое время и американский F119-PW-100). Это несколько снижает летные данные самолета в том виде, в котором он есть сейчас, но ускоряет его отработку и приближает то время, когда самолет обретет полные свои возможности.
Подробные характеристики двигателей АЛ-41Ф1, АЛ-41Ф1С и их зарубежных аналогов по понятным причинам остаются секретными. Обнародованы лишь величины их тяг на взлете, размеры и масса. И из этих данных следует, что российское изделие превосходит американское по такому важнейшему показателю как удельный вес (отношение сухой массы к тяге), а также по отношению тяги к площади поперечного сечения и объему, занимаемому двигателем в фюзеляже.
Но важно не только это. Как мы уже неоднократно говорили на страницах нашего журнала, существенные преимущества российскому истребителю Сухой Т-50 дает легкое, осесимметричное сопло с хорошей внутренней и внешней аэродинамикой, а также способ управления вектором тяги, обеспечивающий его всеракурсное отклонение. Вкупе с удачной компоновкой Т-50 это и является залогом более высоких характеристик российских истребителей в маневренном воздушном бою, роль которого сегодня всё также велика, как и прежде.
Сильной стороной американского двигателя F119-PW-100 традиционно остается ресурс, что при более высокой цене самого двигателя и его ремонта снижает общую стоимость жизненного цикла самолета. Тем не менее, по отношению к отечественным ТРДДФ предыдущего поколения создателям АЛ-41Ф1 удалось существенно продвинуться вперед и в этом направлении. Сегодня серийный двигатель АЛ-41Ф1С имеет взлетную тягу на форсаже 14500 кгс и 8800 кгс без него и при этом его начальный назначенный ресурс достиг 4000 ч, ресурс до 1-го контрольно-восстановительного ремонта (КВР) и межремонтный – 1500 кгс, но это еще предстоит подтвердить в условиях широкой летной эксплуатации.
Для истребителя V поколения Т-50 (ПАК ФА) – Су-57 это двигатель «I этапа», т.е. ему на смену идет изделие этапа II. Именно он должен быть на тех серийных истребителях Су-57, которые предназначены не для войсковых эксплуатационных испытаний, а для строевой службы.
Двигатель II этапа для Су-57 есть!
Рассказывая на страницах журнала «Наука и Техника» о создаваемом в России «Перспективном авиационном комплексе фронтовой авиации», который ныне получил официальное обозначение Су-57, мы говорили, что серийный самолет для достижения проектных характеристик должен получить силовую установку II этапа с двигателями «Изделие 30» поколения V+. То, что самолет Т-50 вышел на летные испытания не с ними, объясняется прозаической причиной их отсутствия на тот момент. Но дело делалось.
Разработка ТРДДФ «30» начата конструкторским бюро АООТ «Люлька-Сатурн», которое является филиалом ПАО «Уфимское моторостроительное производственное объединение» Объединенной двигателестроительной корпорации России. Проектирование было начато под руководством Генерального конструктора предприятия В. Чепкина. Сложность задачи предопределила большой объем научно-исследовательских работ (НИР), которые пришлось сделать, прежде чем приступать к проектированию двигателя в целом и строительству его опытных образцов. Далеко не все они рассекречены, лишь некоторые известны по номерам и основному содержанию, т.к. проходили по «открытым» статьям госбюджета. Это тема «129» – трехступенчатый компрессор низкого давления, «133» – газогенератор (пятиступенчатый компрессор высокого давления – основная камера сгорания – одноступенчатая турбина высокого давления), «135» – системы двигателя и «137» по системам двигателя. Отдельная НИР была проведена по разработке одноступенчатой турбины низкого давления, но ее номер не известны, результаты всех этих по понятным причинам не разглашаются, но общий известен: 11 ноября 2016 г. состоялся первый запуск двигателя на стенде, а 5 декабря 2017 г. он был испытан в воздухе. Для этого этапа испытаний его установили в левой мотогондоле опытного истребителя Т50-2, который был оснащен контрольно-записывающей аппаратурой и превращен в летающую лабораторию. Первый полет продолжительностью 17 минут на Т50-2 ЛЛ выполнил с аэродрома ЛИИ летчик-испытатель ОКБ имени Павла Осиповича Сухого Герой России Юрий Богдан.
Конструкция двигателя «30» засекречена, лишь немногое о нем известно точно, об остальном пока можно лишь строить предположения.
Это что мы знаем, остальное – предположения. Один из самых спорных моментов – конструкция входного направляющего аппарата и первой ступени компрессора. Есть два противоположных мнения: она полностью заимствовала у изделия 117С и другое – она полностью новая. Сторонники этой точки зрения утверждают, что особенностью двигателя «30» является криволинейная форма лопаток ротора и статора ВНА, ранее отработанная на ТРДД большой двухконтурности для пассажирских и грузовых самолетов.
Там за счет такой формы лопаток удалось улучшить устойчивость работы двигателя как в полете, так и при попадании воды при движении по взлетно-посадочной полосе – у самолета Су-57 воздухозаборники расположены пусть и не так, как у авиалайнера с двигателями под крылом, но все же довольно низко и это требует учитывать такой фактор.
Криволинейная форма также рассеивает отраженный сигнал РЛС и при правильном ее подборе может значительно снизить его интенсивность, уменьшив тем самым расстояние, с которого противник будет способен обнаруживать Су-57 и брать его на сопровождение своим радаром или головкой самонаведения ракеты.
Сопло двигателя «30» также значительно отличается от этого агрегата на АЛ-41Ф1С, поскольку рассчитано на большую тягу. Еще один момент – зубчатая форма кромок как на американском ТРДДФ F135-PW. Она также служит для снижения радиолокационной заметности в своем ракурсе.
Поставлена задача достичь взлетной тяги на полном форсаже 17500 кгс при сухой массе 1400 кг. Если это удастся, тогда «тридцатка» будет самым совершенным ТРДДФ в отношении удельного веса военный ТРДДФ – этот показатель у него должен быть 0,080 против 0,087 у Пратт-Уитни F135-PW-100 самолета «Лайтнинг» II и 0,111 у более старого, но тоже V поколения F119-PW-100 на «Рапторе».
Необычно высока у него и степень форсирования – 60%, тогда как у F135-PW-100 эта величина равна 34,9%, а у F119-PW-100 – лишь 25,7%. Это означает, что бесфорсажная тяга сравнительно невелика, а коли так, то мал и крейсерский расход топлива. При этом сообщается, что крейсерский режим у самолета Су-57 с двигателями II этапа остается сверхзвуковым, так как без этого самолет не может принадлежать к V поколению.
Таковы в вкратце цели, которые были поставлены перед создателями двигателя «30» – конструкторским бюро «Люлька-Сатурн» и УМПО. Желающие же ознакомится с эволюцией современных ТРДДФ подробнее могут посмотреть приведенную ниже таблицу, где сравнение приведено наглядно в цифрах.
Двигатели истребителей 5 поколения
Долгое время военные не требовали роста этих показателей, т.к. стремление затруднить противнику обнаружение своего самолета локатором заставляло «жаться к земле». Внедрение технологий искусственного снижения радиолокационной заметности изменило тактику применения авиации, она стала гораздо чаще использовать максимальные высоты и скорости, добиваясь значительного роста радиуса действия за счет оптимизации соотношения тяги силовой установки и аэродинамического сопротивления самолета, которое на высоте лучше, чем у земли. И в результате теперь, как и на заре реактивной авиации, скорость и высотность снова становятся решающими показателями и при нанесении удара по наземной цели, и для перехвата бомбардировщика, и даже в маневренном воздушном бою.
Естественно, все преимущества двигателя «30» дадут реальный эффект в виде превосходных летных качеств самолета Су-57 только в случае успешного завершения их испытаний. А до этого еще далеко, и на пути создателей и самолета ПАК ФА, и двигателя для него по-прежнему стоят не только технические, но и организационные препоны.
И самая неприятная из них – внезапное изменение отношения к программе со стороны первых лиц государства, в том числе и выходцев из среды ВВС, а теперь чиновников. Об этом на сайте мы говорили достаточно подробно и повторяться нет нужды, здесь же заметим, что задержка с началом серийного выпуска Су-57 (а 12 заказанных машин для войсковых эксплуатационных испытаний полноценной серией считать нельзя) отразится и на судьбе двигателя «изделие 30».
Сейчас вновь заговорили о беспилотных истребителях как о VI поколении реактивных самолетов этого класса. Оставив в стороне спорность самой этой тенденции, можно смело сказать, что для нового поколения самолетов всегда было нужно и новое поколение двигателей. И если сейчас отказаться от Су-57 с двигателями «30» в пользу этого самого VI поколения в любом его виде, то нужно будет строить совершенно новый самолет с совершенно новой силовой установкой. И процесс этот будет напоминать не запрограммированную на успех планомерную эволюцию, а прыжок через пропасть отсутствующего звена с непредсказуемым результатом.
И еще – колоссальные деньги, которые были вколочены в проектирование, постройку и испытания самолета ПАК ФА и его силовой установки окажутся просто потраченными впустую. Почему? Все просто: не испытания, а строевая эксплуатация нового образца сложной техники и лишь одна она показывает, насколько правильны были решения, заложенные в его основу, куда надо двигаться дальше и стоит ли на эти решения опираться.