Битва за скорость. Великая война авиамоторов
Шрифт:
Ниже представлено сравнение по параметрам АИ-20 с зарубежными двигателями-аналогами и последним поршневым мотором Добрынина. Как видно из таблицы, газотурбинные двигатели к этому времени (1950-е гг) уже безоговорочно обошли по всем показателям поршневые, оставив для последних нишу в классе малых (меньше 1000 л.с.) мощностей для легкомоторной авиации. Эту нишу (спортивный самолет Як-18, легкий вертолет Ка-26) ОКБ А. Г. Ивченко сохранило за собой — мотор АИ- 14В мощностью 225 л.с., девятицилиндровая звезда воздушного охлаждения.
Таким образом, можно утверждать, что газотурбинная родословная ОКБ А. Г. Ивченко ведется от того же немецкого корня, что и ОКБ Н. Д. Кузнецова. При том, что последнее оказало большую помощь в трансляции немецкого опыта на Украину.
Поразительно, но технические судьбы ОКБ Н. Д. Кузнецова
По-настоящему ОКБ А. Г. Ивченко состоялось к моменту разработки им трехвального двигателя Д-36 (1977 г.) для самолета Як-42, когда сам основатель газотурбинной тематики ОКБ уже ушел из жизни (в 1968 г.), не дожив до 65 лет. Дальше пришел успех и в разработке на основе Д-36 турбовального Д-136 для тяжелого вертолета Ми-26, и в разработке двигателя большой тяги Д-18 для тяжелого транспортного самолета Ан-124 «Руслан», и в новом так называемом винто-вентиляторном Д-27 для нового «Антонова-70», опередившего аналогичную разработку европейского военно-транспортного самолета А-400М. Историческая роль А. Г. Ивченко велика — он спас Запорожское ОКБ от возможного послевоенного забвения и создал школу конструирования газотурбинных авиадвигателей на Украине.
По-другому развивалось ОКБ П. А. Соловьева, как мы помним, тоже в 1953 г. после завершения короткой эры поршневой авиации оказавшееся «у разбитого корыта», и тоже вначале выполнявшего субподрядные работы для ОКБ Н. Д. Кузнецова. Ирония судьбы, но в течение последующих многих лет моторные ОКБ Кузнецова, Соловьева и Ивченко будут жестко конкурировать между собой на рынке двигателей для магистральных самолетов, исповедуя различные концепции развития авиационных двигателей. То есть это была не борьба личностей, а борьба идей, школ проектирования, персонифицированная в личностях главных конструкторов.
В начале 1950-х гг. проектов реактивных военных самолетов было много — начало (фаза «А») инновационной волны плюс относительная дешевизна самолета как системы. Ни дорогостоящего оборудования, ни сложного вооружения тогда еще не было. Не было и уникальных требований вроде снижения заметности в разы и десятки раз, требующих для своего выполнения создания новых материалов, тысяч часов экспериментов и т. д. Это сейчас новый самолет — целая история. А тогда проекты легко предлагались, но и так же легко закрывались. Поэтому попадание в проект не давало стопроцентной гарантии успеха. Так получилось и с туполевским проектом двухрежимного (дозвук+сверхзвук) тактического бомбардировщика, для которого Туполевым был выбран Д-20, первый двухконтурный газотурбинный двигатель разработки ОКБ-19. Проект не был реализован в том виде, как задумывался. Правда, была в этом и вина моторного отдела ОКБ Туполева.
Вообще, существует реальная коллизия в отношениях моторных и самолетных ОКБ (та же самая проблема на другом уровне существует и в отношениях между моторными и агрегатными ОКБ). И обусловлена эта коллизия тем, что техническое задание на разработку двигателя выдает самолетное КБ, точнее, его моторное подразделение (являющееся интерфейсом между моторным и самолетным ОКБ), не имея полного представления о свойствах двигателя как системы. Ведь реальным проектированием двигателей моторное подразделение самолетного КБ не занимается. Метод его работы — сравнительный. Как грамотно сформулировать технические требования к двигателю в этом случае? Хорошо сейчас, когда есть развитые математические модели самолета и двигателя, позволяющие провести итерации подгонки множества требований под все условия полета. И то требуется искусство или опыт, которые уходят вместе с людьми. К тому же и сам самолет в процессе реального проектирования обычно «плывет» по массе в сторону увеличения, а двигатель надо заказывать на ранней стадии проектирования самолета, иначе он не успеет.
К примеру, в неявном виде может существовать требование ограничения предельной потери высоты полета самолета при отказе двух двигателей на четырехмоторном магистральном самолете: ситуация пролета над Гималаями. Если его не заложить в техническое задание на двигатель в виде потребной величины тяги на этом режиме, то потом возникнет неприятный сюрприз — двигатель может оказаться «маловат», как известная кольчужка из фильма «Александр Невский». И тому подобное. Но в 1950-е гг. всего этого не было и в технических требованиях на двигатель могли быть элементарно не учтены присущие ему ограничения. Так случилось и с проектом двигателя Д-20: задали только потребную тягу для обеспечения взлета, после чего оказалось, когда двигатель уже был сделан, что запаса тяги не хватает для быстрого перехода самолета через звуковой барьер из-за большого волнового сопротивления самолета. То есть двигатель оказался маловат. Оказалось, что размерность двигателя зависела именно от этого критического режима, а не от взлета. Правда, А. Н. Туполев компенсировал потерю заказа, переориентировав эту разработку двигателя в гражданское русло. Он решил сделать
Пока утрясались все эти детали, возникла необходимость создания силовой установки для нового большого, долгое время самого большого в мире, вертолета Ми-6. Опыт работы с КБ Миля у П. А. Соловьева уже имелся на предыдущей машине Ми-4, и это оказалось решающим при выборе разработчика двигателя. Первоначально силовую установку для этого вертолета спроектировали в ОКБ-19 в составе двух газотурбинных кузнецовских двигателей ТВ-2М и редуктора Р-6. Однако работа шла трудно — двигатель был «чужой», редуктор на передачу 11 000 л.с. от горизонтального выходного вала двигателя на вертикальный винт вертолета не имел мировых аналогов и проектировался на базе опыта предыдущей модели меньшей мощности. А в это время уже «поспело» и ядро будущего двухконтурного двигателя Д-20П, а именно компрессор, камера сгорания и турбина. Именно это ядро, включая силовую, так называемую «свободную» (т. е. механически не связанную с ротором турбокомпрессора) турбину привода винта вертолета, и составило новый газотурбинный двигатель, размерность которого как раз подошла для силовой установки вертолета Ми-6. Подвергся модификации и редуктор, получивший обозначение Р-7. Было принято решение предъявлять на госиспытания в 1957 г. силовую установку именно в таком виде: два турбовальных (как позже стали называть вертолетные ГТД) двигателя со свободной турбиной, получивших обозначение Д-25В, и редуктор Р-7.
Забегая вперед, отметим, что именно этот летательный аппарат и заодно с ним силовая установка получили широкий резонанс в мире и сделали известным конструктора авиадвигателей П. А. Соловьева. И, надо отметить, заслуженно. В первую очередь благодаря созданию уникального редуктора — механической передаче большой мощности с высокой степенью редукции (1/70). Для снижения частоты вращения на выходном вале винта в 70 раз (обороты винта 110 об/мин, а обороты силовой турбины — 7700 об/мин) по сравнению с частотой вращения на входном вале силовой турбины редуктор имеет четыре ступени механической передачи. При этом во столько же (70) раз возрастает крутящий момент на валу, который надо компенсировать увеличением размеров диаметра вала. Чтобы представить, что это такое, достаточно указать на массу редуктора — 3250 кг (!) и размеры: высота 2,82 м и ширина 1,65 м. То есть сам редуктор весил на 30 % больше, чем оба газотурбинных двигателя Д-25В. Кроме этого, вся эта трансмиссия должна была еще и обеспечивать работоспособность силовой установки (отключение редуктора от силовой турбины) в случае выключения одного или обоих двигателей в полете и т. д. Муфта свободного хода, без которой в этом случае не обойтись, заставила пережить немало. Ее, хоть и редкий, отказ приводил к тяжелым последствиям в виде катастрофы вертолета. Долго не могли разобраться, при каких условиях нормальная было работа муфты вдруг прекращалась.
Наконец, смазка и охлаждение. Все — проблема в таких сложных системах. Само изготовление, включая сборку и обкатку шестерен редуктора, требует очень высокой культуры производства. Не надо забывать, что мощность в редукторе, в отличие от газовой турбины, передается контактным, т. е. механическим способом. А чем больше мощность, тем больше поверхность контакта зубьев шестерен при их взаимодействии. Соответственно чем больше поверхность контакта, тем труднее обеспечить сам этот контакт по всей поверхности из-за погрешностей изготовления. Шлифовка и притирка зубьев — это один из самых тонких технологических процессов, требующих прецизионного оборудования. А сборка такого редуктора? Любые отклонения соосности валов шестерен приводят к нарушению поверхности контакта с последующим выкрашиванием зубьев. Короче, изготовление авиационных редукторов — это уникальное производство. Неслучайно в качестве альтернативы механической передачи мощности на винт рассматривались схемы безредукторной передачи с помощью тихоходной многоступенчатой силовой турбины, соосной с валом винта. Но в жизни такие схемы распространения не получили — общая масса трансмиссии не становилась меньше. Наиболее интересной была схема, в которой в качестве источника мощности силовой турбины использовался двухконтурный двигатель, а турбина работала на смеси газа и воздуха наружного контура, имеющего низкую температуру. В этом случае вертикально расположенная турбина получалась одноступенчатой и тихоходной, а степень редукции уменьшалась. Не нужна становилась и проблемная коническая шестеренчатая передача. Хотя такая схема в виде проекта Д-30В не была реализована на вертолете, но была сделана в горизонтальном варианте расположения турбины для привода опытных компрессоров на испытательном стенде в Шеньяне (КНР) по заказу китайских товарищей и успешно там эксплуатируется.