Битва за скорость. Великая война авиамоторов
Шрифт:
И, наконец, при постановке теплообменника получился двигатель-шедевр, имевший индекс GT-103. Немецкий танковый ГТД не успел повоевать — война закончилась раньше. На последнем этапе работ во главе проекта поставили Макса Адольфа Мюллера вместо Альфреда Мюллера, когда после заговора генералов июля 1944 г. меняли руководство на более лояльное нацистской идеологии. Как мы помним, Макс Адольф Мюллер был самым талантливым немецким инженером-газотурбинщиком, начинавшим на «Юнкерсе». Именно из-за нацистских взглядов его в свое время выжили с фирмы — он ушел на «Хейнкель-Хирт» со своим проектом, но не ужился и там. Его преемник на «Юнкерсе» австриец Ансельм Франц успешно завершил работу над «Юмо» 109–004, а после войны в 1960-х гг. был в США руководителем разработки газотурбинного двигателя AGT-1500 мощностью 1500 л.с. для американского танка М1 «Абрамс» («Abrahams»). Вот такая предыстория ГТД для танков. «Война мощных моторов» переместилась с неба на землю.
Но вернемся снова на «небо». К 1970
Когда же появились публикации с изображением американского новейшего двигателя F100-PW для самолета воздушного боя нового поколения F-15, а затем и F101-GE для бомбардировщика В-1, то мы не увидели в них ничего нового — все это мы уже «проехали», решая проблемы проектирования мотора для перехватчика МиГ-31,о чем написано далее в специальной главе. Начиная с 1970 г. схемы двигателей определились и стали классическими. И самые современные на сегодня F118- GE и F119-PW мало чем отличаются от уже упомянутых двигателей. Удалось, правда, в этих двигателях минимизировать число ступеней турбины, доведя их до (1+1), т. е. по одной ступени для привода вентилятора и компрессора. Носившаяся было в воздухе в 1980-е гг. идея разработки двигателя так называемого изменяемого цикла (ДИЦ), позволявшего сочетать наилучшим образом экономичность на дозвуке (двухконтурная схема) и максимальную тягу на сверхзвуке (турбореактивная схема), оказалась в реализации дорогой. Тем не менее опытные экземпляры такого двигателя F-120 фирмы «Дженерал Электрик» были сделаны и послужили основой для совместного проекта «Дженерал Электрик» и «Роллс- Ройс» — двигателя F-136 для новейшего самолета воздушного боя JSF F-35. Возможно, ДИЦ еще появится, если потребители будут согласны заплатить за это чудо техники. Однако автор этих строк на таком самолете, как и на конвертоплане «Оспри» М-22 для морской пехоты, не полетел бы.
А между тем, и при проектировании этих двигателей (поколение F-100) американцы опять заложили новую концепцию: минимизацию массы двигателя (было задано отношение тяги к весу, равное 8). И все было подчинено этому принципу: деталей было меньше (а следовательно, было меньше и соединений, болтов, фланцев и т. п., что облегчало двигатель), но они были более сложной формы, т. е. требовали разработки новых технологических процессов — обработки на станках с ЧПУ (числовым программным управлением). Универсальное оборудование для производства деталей таких двигателей уже не годилось. Вместо крепежа и отверстий для него в дисках турбины и компрессора, снижающих циклическую долговечность (ресурс), позднее была разработана технология сварки трением и электронно-лучевой сварки — ротора, даже турбины стали сварные. А в двигателе F-101 инновационным было применение одноступенчатой высоконагруженной турбины привода компрессора. Обычно для таких целей применялась двухступенчатая турбина (как, в частности, на том же F100-PW). К чему это тогда привело, мы увидим далее.
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.
| № п/п | Проблемы работоспособности новых двигателей | Двигатели, на которых выявились проблемы |
| 1 | Совместимость со сверхзвуковым воздухозаборником | TF-30 (Pratt&Whitney) |
| 2 | Обеспечение жесткости корпусов при минимальном количестве опор | JT9D (Pratt&Whitney) |
| 3 | Обеспечение термоциклического ресурса лопаток турбины | FI00 (Pratt&Whitney) |
| 4 | Помпаж компрессора при встречной даче газа | F100 (Pratt&Whitney) |
| 5 | Тепловое
| F101 (General Electric) |
| 6 | Обеспечение большого циклического ресурса дисков турбины | На всех двигателях |
| 7 | Отстройка от резонансных режимов лопаток компрессора и турбины | На всех двигателях |
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.