СОСТОЯНИЕ И НЕКОТОРЫЕ ВОЗМОЖНЫЕ ПУТИ РАЗВИТИЯ РЕАКТИВНОЙ ТЕХНИКИ

Василий Богданов, д.т.н., ОАО "НПО "Сатурн"

В 1967 г. состоялся известный воздушный парад, где были показаны новые самолеты, достигающие высоты полета 25 км и скорости, соответствующей числу М = 3, а также способные взлетать вертикально. Через два года в воздух поднялся сверхзвуковой пассажирский самолет Ту-144, состоялся пилотируемый полет на Луну. Казалось, что скорость и высота полетов самолетов будут расти, а в 1985 г. даже планировался пилотируемый полет на Марс.

Однако темпы прогресса не сохранились и, по большому счету, авиация и космонавтика осталась на том же уровне, что и 30 лет назад. Прогресс здесь, а это, прежде всего, скорость и высота полета, в основном определяется авиационными двигателями, развитие которых будет рассмотрено далее.

Известно, что процесс совершенствования любой технологии можно иллюстрировать S-образной кривой зависимости результатов (критерия эффективности) от затрат (времени). Критериями эффективности для авиационных двигателей могут служить удельная масса , удельный расход топлива Суд, цена Ц. В соответствии с этой кривой эффективность растет вначале медленно, затем набирает темп, ускоряется, но потом неизбежно сходит на нет, технология приходит в упадок. Необходимо знать о технологическом пределе и вовремя перейти к новой технологии. При этом время перехода от одной технологии к качественно другой называется технологическим разрывом.

Рассмотрим развитие поршневых двигателей. Перед Второй мировой войной прогресс в поршневой технике замедляется и кривая "выполаживаться". В это время ученые уже доказывают невозможность увеличения скорости полета самолета с поршневыми двигателями свыше 800 км/ч. Становится ясным, что дальнейшее продвижение по скорости полета самолетам могут обеспечить реактивные двигатели. Появляются экспериментальные, опытные образцы самолетов с реактивными двигателями. При этом скорость полета резко увеличивается.

Переход на реактивную технику начинался во время Второй мировой войны, которая явилась мощным стимулятором развития военной авиации. Первоначально технологический разрыв был очень мал, параллельно с реактивными были созданы совершенно уникальные поршневые двигатели, такие как ВД-4К мощностью более 4000 л.с. с экономичностью, близкой к дизельной. Однако эти двигатели не нашли широкого применения. Созданный при разработке таких двигателей научно-технический задел оказалось экономически нецелесообразно применять в поршневых двигателях мощностью менее 1000 л.с., которые еще используются в авиации в настоящее время и по характеристикам мало отличаются от двигателей, созданных в 30-х годах прошлого века.

Турбореактивные двигатели развивались высокими темпами где-то до середины 80-х годов. Затем по аналогии с развитием поршневых двигателей наблюдается явное замедление прогресса, затягивается создание реактивного двигателя пятого поколения. Проведенное исследование развития характеристик реактивных двигателей по поколениям показало, что, начиная с ГТД третьего поколения, основные удельные параметры, такие как удельная масса и удельный расход топлива Суд, снижаются незначительно (кривые выполаживаются), при этом относительная цена двигателя резко возрастает.

Очевидно, что в сложившейся ситуации два направления: создание ГТД нового поколения и модернизация двигателя предыдущего поколения начинают конкурировать по комплексному критерию "стоимость/эффективность". Так, выполненные расчетно-конструкторские проработки показывают возможность приближения характеристик двигателей IV поколения (АЛ-31Ф) к уровню аналогичных показателей двигателей V поколения путем модернизации. Двигатели ВК-1500 и ВК-2500, представляющие собой варианты глубокой модернизации вертолетного двигателя ТВ3-117, конкурируют с двигателями более позднего поколения ТВ7-117 и РД-600.

Особый интерес представляет проводимая ОАО "НПО "Сатурн" модернизация, казалось бы, морально устаревшего двигателя Д-30КУ/КП. С новым названием "Бурлак", он приближается по своим характеристикам к ПС-90.

И все же, налицо "революционная ситуация" насыщения, технологический предел и, следовательно, возникает необходимость перехода к новой технологии. Однако наиболее вероятный преемник ГТД - пульсирующий детонационный двигатель - находится пока в стадии научно-исследовательских работ, поэтому технологический разрыв будет увеличиваться.

Пологую часть S-образной кривой развития ГТД можно "приподнять" путем сокращения числа ступеней компрессора и турбины, используя новые методы расчета, применяя неметаллы, внедряя изменяемый рабочий процесс. В последнем случае предполагается, что при изменении режима полета самолета будет меняться конфигурация двигателя: на "дозвуке" он - ТРДД, на "сверхзвуке" - ТРД (ТРДФ). Рассмотрим эти пути развития ГТД.

В новой программе VAATE - преемнике программы IHPTET - американские специалисты ставят задачу дальнейшего снижения стоимости производства газогенераторов на 32…64 % для ТРДД большой размерности, на 35…65 % для ГТД малой размерности, а технология создания еще более дешевого пульсирующего детонационного двигателя признана "ключевой".

В нашей стране также ведется поиск путей совершенствования ГТД. Приведенные далее результаты исследований и расчетно-конструкторских проработок с участием автора отражают основные возможные тенденции развития авиационных двигателей.
Изменяемый рабочий процесс можно реализовать в комбинированной силовой установке (КСУ), созданной на базе унифицированных узлов двигателя V поколения и предназначенной для самолетов как обычного взлета и посадки (ОВП), так и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП). Работающий макет такой КСУ был успешно испытан в Рыбинском КБ моторостроения в 80-х годах. Концепция КСУ основывается на следующих принципах: однодвигательная силовая установка (СУ), даже обладая высокой надежностью, уступает по живучести двухдвигательной и, кроме того, затрудняет применение научно-технического задела V поколения, не обладающего пока достаточной надежностью. Поэтому, как альтернатива двухдвигательной силовой установке, предлагается КСУ с изменяемым рабочим процессом на базе ТРДД с выносным ТРД, который может работать в автономном режиме, как второй двигатель; параметры КСУ выбираются из условия работы на крейсерском "дозвуке" в режиме оптимального ТРДД со степенью двухконтурности m = 1,0…1,4 (ТРД отключен), а на взлете, разгоне и "сверхзвуке" - в режиме ТРД (выносной ТРД включен). Учитывая, что в двигателях V поколения температура газов ТГ приближается к стехиометрической, ТРД мало уступает по удельной тяге ТРДДФ; оптимизирована степень повышения давления в вентиляторе для раздельного истечения из контуров ТРДД; для самолета с ОВП на выходе ТРД применено двухпоточное сопло с частично "жидкими" стенками, в котором механически регулируется только площадь среза; для решения основной проблемы самолета КВВП - повышения его весовой отдачи - предлагается передать функции управления самолетом в маршевом полете силовой установке путем манипулирования вектором тяги, это позволит исключить из конструкции оперение. Данная концепция в настоящее время считается перспективной даже для самолетов с ОВП. Возможность создания основной части тяги (до 80 %) впереди центра тяжести самолета позволяет обеспечить его более рациональную компоновку и иметь направление основного управляющего вектора тяги от передних сопел в сторону маневра, что повышает маневренность самолета.

Сравнение конструктивной сложности и стоимости рассматриваемой КСУ с параметрами альтернативной двухдвигательной (для самолета ОВП) установки свидетельствует о наличии следующих преимуществ у первой из них: вместо двух традиционных регулируемых сопел, масса которых может достигать 20 % массы двигателя, применяется одно упрощенное сопло эжекторного типа с регулированием только площади среза, а второе сопло - нерегулируемое; количество турбокомпрессоров уменьшено с 4 до 3; регулирование и управление КСУ может выполняться одной САУ; снижение стоимости силовой установки может достичь 30 %.

Выполненная предварительная расчетно-конструкторская проработка также показала: благодаря высокому уровню давления в тракте ТРД в варианте КСУ для самолета КВВП, относительное влияние потерь давления на потери тяги от поворотов потока невелико; применение изменяемого рабочего процесса может дать прирост дальности полета до 20 %; эквивалентная удельная масса КСУ для самолета КВВП (с учетом исключения из конструкции самолета оперения) может составлять ~0,12 кг/кгс.
Данная концепция КСУ позволяет также реализовать большую температуру газов перед турбиной без проведения конструктивных мероприятий.

В настоящее время с увеличением температуры газов перед турбиной до значений больших 1700 К требуются радикальные конструктивные нововведения в системе охлаждения лопаточных венцов турбины, что резко повышает технический риск и стоимость ее создания.

Проведено расчетное исследование с целью оценки возможности повышения температуры газов перед турбиной в такой КСУ путем уменьшения степени повышения давления в компрессоре и соответственно, снижения температуры охлаждающего воздуха. Учитывая, что ТРД создает до 80 % тяги КСУ, можно полагать, что такая КСУ по уровню повышения температуры газов приблизится к показателям двигателей V поколения при использовании в конструкции освоенных в серийном производстве лопаточных венцов турбины (соответствующих IV поколению).

Современные методы расчета лопаточных машин позволяют сократить количество ступеней, увеличивая на них нагрузку. Большой интерес представляет высокоперепадная турбина со степенью понижения давления равной четырем, которая способна изменить концепции создания особенно малоразмерных ГТД. Особенности газодинамики этой турбины позволяют дополнительно уменьшить температуру газа в относительном движении перед рабочими лопатками на 100...120 К.

Применение неохлаждаемой турбины позволяет реализовать концепцию очень простого одновального ТРДД, предназначенного для учебно-боевого самолета и боевого беспилотного аппарата, у которых особенно остро стоит вопрос цены.

Но ни применение новых методов расчетов, ни неметаллы, ни изменяемый рабочий процесс не обеспечат существенного увеличения скорости полета. На скоростях полета, соответствующих числам М > 3, где ТРДФ вырождается, в состав силовой установки необходимо вводить прямоточный ВРД (ПВРД). В этом случае получается комбинированная силовая установка, которая становится дорогой, сложной и тяжелой. При М > 3 выключенный ТРДФ становится просто балластом.

(Окончание в следующем номере)