РЕАКТИВНЫЕ САМОЛЕТЫ С НЕОБЫЧАЙНЫМИ СИЛОВЫМИ УСТАНОВКАМИ

Сергей Викторович Кувшинов,
Геннадий Сергеевич Панатов

На начальной стадии создания проекта самолета разработчикам приходится решать задачи, связанные с выбором проектных параметров: несущей системы, обеспечивающей устойчивое поддержание самолета в воздухе, и энергетической системы, реализующей все режимы эксплуатации самолета с заранее заданными летно-техническими характеристиками. В процессе решения этих задач проектировщик сталкивается с определенными проектными противоречиями, среди которых важнейшим нередко является противоречие между потребными значениями тяго- или энерговооруженности самолета, необходимыми для выполнения различных режимов полета. Наиболее частым является противоречие между высокими значениями потребной тяговооруженности, необходимой для взлета, и малыми значениями тяги, достаточными для обеспечения крейсерского режима полета. Обычно выбор тяговооруженности самолета проводится по максимальному значению. Это приводит к переразмериванию двигателя, создается дополнительное аэродинамическое сопротивление, увеличивается расход топлива, и, в конечном счете, возрастает взлетная масса самолета. Одним из способов разрешения указанной проблемы является использование на самолете маршевой и дополнительной силовых установок.

Дополнительная силовая установка самолета (ДСУ) - это двигатель, его системы и устройства, предназначенные для обеспечения полного комплекса требуемых характеристик самолета путем эпизодической совместной либо раздельной работы по созданию тяги с маршевой силовой установкой самолета. К такому способу проектировщики различных стран обращались неоднократно. Исследования показывают, что технические решения самолетов с ДСУ, весьма разнообразные по своему исполнению, образуют определенный конструктивный тип самолетов, изучение развития которого представляется весьма актуальной задачей. Рассмотрим использование ДСУ во второй половине ХХ века на некоторых типах реактивных самолетов: бомбардировщиках, пассажирских и самолетах специального назначения.

Начиная с 1920-х гг. прошлого века с неуклонным возрастанием взлетной массы бомбардировщиков возрастала и потребная мощность двигателей, которая обеспечивалась увеличением их количества, либо созданием новых конструкций силовых установок. Как известно, с ростом массы наблюдалось и увеличение скорости крейсерского режима полета (как условия успешного выполнения боевой операции), которая к 1945-1946 гг. составляла около 800 км/ч.

Намеченные правительством меры определили динамику развития реактивного двигателестроения в нашей стране и предусматривали три этапа. Первый этап - освоение трофейных немецких двигателей типа ТРД Jumo 004 и BMW 003 на отечественных заводах. Второй этап - освоение лицензионных двигателей Dervent и Nene. Третий этап - ускорение разработок отечественных двигателей в КБ В.Я. Климова, А.А. Микулина и A.M. Люлька. Создание реактивного фронтового бомбардировщика было возложено на ОКБ А.Н. Туполева. За базовый вариант принимался планер бомбардировщика Ту-2, на котором вместо АШ-82ФН были установлены ТРД Rolls-Royce Nene.

Испытания самолета проходили с 1947 г. Развивая концепцию фронтового бомбардировщика на базе Ту-2 , ОКБ разработало несколько модификаций самолетов "77" - "72", "73" (впоследствии Ту-12 и Ту-14). Проект самолета "72" был сделан с расчетом тяги двух двигателей Nene, установленных в крыле, однако после конструктивно-силовой компоновки самолета в целом расчеты показали, что тяги двигателей не хватит для обеспечения скорости порядка 850 км/ч. Выходом из положения явилась установка двух двигателей Nene на плоскостях крыла и одного Dervent в задней хвостовой части фюзеляжа. Самолет получил наименование "73", его первый полет состоялся 29 декабря 1947 г., пилотировал машину летчик Ф.Ф. Опадчий. По сравнению с самолетом "77" бомбардировщик "73" показал скорость у земли на 62 км/ч больше (840 км/ч), дальность увеличилась на 600 км и составила 2810 км. Благодаря установке трех двигателей длина разбега самолета сократилась на 30 %. Основной вариант самолета после доработки получил наименование "78", на него были установлены два РД-45 и один РД-500. Первый полет доработанной машины состоялся 17 апреля 1948 г. В дальнейшем самолет летал с двумя ТРД BK-1. С упразднением третьего двигателя появилась возможность установки кормовой стрелковой кабины, заменявшей обе установки - верхнюю и нижнюю.

Реактивный бомбардировщик S.O.4000 с ДСУ разрабатывался и во Франции фирмой Sud Aviacion в начале 1950-х гг. С целью отладки различных систем самолета S.О.4000 был изготовлен и проходил испытания его прототип S.0.M2. Сведений о дальнейшей судьбе самолета нами не обнаружено. Использование на бомбардировщике ЖРД в качестве ДСУ не получило дальнейшего развития.
Одним из способов, который успешно использовался для взлета бомбардировщиков, была установка ускорителей, но не РДТТ, как обычно, а ЖРД, находящихся в обтекаемых гондолах. Первые взлеты с помощью такого рода ускорителей были осуществлены в Германии в 1944 г. на реактивных самолетах Ar 234. Таким образом, после взлета ЖРД могли быть сброшены с самолета и использоваться повторно. Аналогичным образом взлетали и бомбардировщики ВВС Великобритании в начале 1950-х гг. В качестве двигателя были взяты ЖРД De Hevilland Spectre и Super Sprite. На бомбардировщиках Victor и Vulcan устанавливалось по два ускорителя.
В начале 1950-х гг. возникла еще одна проблема эксплуатации, в первую очередь, тяжелых бомбардировщиков, военно-транспортных, а также пассажирских самолетов. Проблема состояла в том, что для перемещения тяжелых самолетов по рулежным дорожкам требовались тягачи-буксировщики большой мощности, которых в наличии не было. Поэтому перемещение самолетов осуществлялось на тяге собственных двигателей, что приводило к большим потерям топлива. Только в 20 крупнейших аэропортах США транспортные самолеты ежедневно расходовали на руление 3000 т топлива.

Для пассажирских самолетов необходимо указать и такие негативные черты, как воздействие на окружающую среду выхлопных газов и шума.

В 1950 г. были опубликованы предложения фирмы Boeing по буксировке реактивных бомбардировщиков посредством дополнительной силовой установки газотурбинного типа (ГТД Boeing 502). Энергия, вырабатываемая ГТД, преобразовывалась в тяговую работу не посредством сопла, как в ТРД, а посредством трансмиссии передавалась на шасси самолета. В 1953 г. специалистами другой фирмы предлагалось буксировать самолет с помощью электрических двигателей, находящихся в колесе. Электрическая энергия должна была вырабатываться дизельной силовой установкой с двумя присоединенными к ней генераторами. Колесо состояло из тягового мотора постоянного тока, тормозных устройств и редуктора.

Основное внимание специалистов было уделено оборудованию дополнительными двигателями с приводом на колеса шасси уже существующих самолетов, а не вновь разрабатываемых.

Возрастание в послевоенный период роли военно-транспортной авиации (ВТА) связано с тем, что заметно увеличивался спектр решаемых задач и их многоплановость. На самолеты ВТА возлагаются следующие задачи: переброска войск и техники в районы непосредственных боевых действий; эксплуатация на неподготовленных аэродромах, взлетных площадках; осуществление воздушно-десантных рейдов и операций; эвакуационные операции и некоторые другие.

Для успешного решения этих задач самолеты ВТА должны обладать достаточной грузоподъемностью, хорошими взлетно-посадочными характеристиками, надежностью и живучестью. Совмещение в одном летательном аппарате таких требований оказалось затруднительно. Достижение рационального соотношения этих требований возможно несколькими техническими решениями, среди которых и дополнительная силовая установка. В середине 1960-х гг. транспортный самолет C-160 Transall совместного производства Франции и ФРГ был модифицирован путем установки на него в дополнение к двум ТВД Man/RR Tyne RTY-2 Мu-22 мощностью 4549 кВт двух ТРД фирмы Rolls Royce RB-162.

В развитии реактивных пассажирских самолетов с ДСУ условно можно выделить три периода: до 1960-х гг., для которого характерно использование ДСУ типа ЖРД; 1960-е гг., когда были широко развернуты проектно-конструкторские работы по пассажирским СВВП и СКВП; с начала 1970-х гг. до настоящего времени, когда получила распространение концепция самолетов с ДСУ с "1,5 двигателями".
В Великобритании концерном Hawker Siddeley с 1946 г. была начата разработка пассажирского самолета Comet. В качестве двигателей использовались четыре ТРД, расположенных попарно в корневой части крыла. Первый полет Comet был выполнен в июле 1947 г. До 1950 г. велись работы по совершенствованию конструкции и силовой установки самолета. Взлетные характеристики самолета оказались неудовлетворительными ввиду недостаточной тяги четырех двигателей. Выходом из создавшегося положения было предложение установить на самолет ДСУ типа ЖРД, фирмы De Havilland. Фирма начала работы в области ЖРД еще в 1946 и в 1947 г. получила заказ на ЖРД Sprite для Comet. Совершенствование двигателей типа ТРД привело к тому, что уже в 1952 г. необходимость в ЖРД отпала.

В начале 1960-х в СССР были начаты работы по созданию пассажирских самолетов с ДСУ. В этот период перед разработчиками была поставлена задача создания на смену Ил-14 надежного и простого самолета с увеличенными скоростью и грузоподъемностью, оснащенного современным аэронавигационным оборудованием, но, в то же время, требовалось сохранить возможность его эксплуатации с грунтовых аэродромов местных воздушных линий. Эта задача была выполнена в КБ под руководством О.К. Антонова, где был создан самолет Ан-24, совершивший первый пассажирский полет в 1962 г. Силовая установка состояла из двух ТВД АИ-24 мощностью по 1876,8 кВт. Эксплуатация Ан-24 на местных авиалиниях, особенно в горных условиях, а также при высоких температурах наружного воздуха, на ограниченно подготовленных взлетных полосах показала, что самолеты в подобных условиях либо не могут эксплуатироваться совсем, либо это приводит к большим непроизводительным потерям. Для преодоления указанных трудностей в 1963 г. на базе самолета Ан-24 была разработана модификация Ан-24РВ, на котором устанавливалась ДСУ типа ТРД (РУ-19А-300) (позднее - Ан-24РТ). Дополнительный двигатель был размещен в хвостовой части гондолы правого маршевого двигателя. Установка PУ-19A-300 позволила: а) повысить безопасность полета; б) расширить эксплуатационные возможности самолета; в) улучшить летные и взлетно-посадочные характеристики. Размещение ДСУ в правой гондоле с одной стороны было удобно, так как удачно реализовывалось совмещение топливной масляной системы АИ-24 и РУ-19А-300. Кроме того, ДСУ использовалась для автономного запуска МСУ. С другой стороны, отказ левого двигателя приводил к появлению момента рыскания от работы как правого маршевого двигателя, так и от ДСУ для устранения этого явления целесообразно было бы размещать ДСУ в хвостовой части фюзеляжа (но при этом возросли бы потери, связанные с увеличением длины магистралей систем). На левой стороне правой гондолы располагался воздухозаборник ДСУ. На базе Ан-24 было разработано 30 модификаций самолета, в том числе в 1969 г. транспортный самолет Ан-26, предназначенный для перевозки на линиях средней протяженности, а также специальный самолет для аэрофотосъемки Ан-30. В отличие от самолета Ан-24 мощность силовой установки самолета Ан-26 выше, использованы маршевые двигатели АИ-24 ВТ мощностью 2075,52 кВт, в качестве ДСУ - РУ-19А-300. Так же, как и на Ан-24РВ, ДСУ используется для запуска основных двигателей, взлета, набора высоты.

В нашей стране комплексный анализ проблемы создания пассажирских самолетов короткого взлета и посадки, а также исследование применения ДСУ на гражданских самолетах в начале 1970-х гг. был проведен сотрудниками ГосНИИ ГА. Результаты этих исследований были опубликованы в печати. Анализируя взлетно-посадочные характеристики самолетов И.К. Колпакчиев в работе отмечает, что одним из путей уменьшения взлетной дистанции самолета является увеличение его стартовой тяговооруженности путем установки дополнительных двигателей с малым удельным весом. После проведения сравнительного анализа транспортной эффективности обычных самолетов с силовой установкой оптимальной для крейсерского полета, СКВП с обдуваемыми закрылками, СКВП с ДСУ, СВВП с ДСУ (с комбинированной СУ) и СВВП с поворотными несущими винтами был сделан вывод о том, что модификация обычных самолетов в СКВП путем установки дополнительных подъемных двигателей может улучшить технико-экономические показатели этих самолетов и расширить сферы применения тяжелых самолетов на аэродромах с малыми длинами летных полей.

[Напоминаем, что Интернет-вариант статьи сильно сокращен. Ред.]