Авиация и космонавтика 1997 07 - [15]

Постепенно в ходе проектирования самолета переходили, по существу, к совершенно новому самолету, так как ни аэродинамические характеристики, ни тем более, удельные характеристики силовых установок,даже с учетом модернизации, не позволяли создать межконтинентальную стратегическую машину.

Прежде всего отказались от унификации. Теперь речь шла только о сверхдальнем варианте. Основными элементами программы создания самолета становились новая мощная экономичная силовая установка и новая компоновка крыла, дававшая существенное увеличение Кмах самолета.

При выборе типа и компоновки силовой установки, которые бы удовлетворяли необходимым требованиям, ОКБ провело большой объем различных исследований совместно с ЦАГИ и с ЦИАМ. Было исследовано большое количество возможных схем поршневых двигателей комбинированной схемы. В рассмотрении были следующие основные варианты:

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления с регулируемым реактивным соплом;

- комбинирование поршневого двигателя без ПЦН с двухступенчатой турбиной 'постоянного давления,передающей энергию на вал двигателя через гидравлическую муфту, без использования реакции;

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления, передающей энергию на вал двигателя через гидравлическую муфту, с каме-рои дожигания топлива, оставшегося в выхлопных газах двигателя и сжиганием дополнительного топлива, вспрыскиваемого на взлете и на сверхмощных режимах, без использования реакции;

- комбинирование поршневого двигателя с мощным ПЦН с импульсной турбиной, использующей изменяющуюся скорость выхлопных газов, при их истечении из цилиндров, и передающей энергию на вал двигателя,-без использования реакции;

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления с регулируемым реактивным соплом и импульсной турбиной, передающей энергию на вал двигателя;

- комбинирование поршневого двигателя с малым ПЦН с мощной турбиной постоянного давления без регулируемого реактивного сопла и импульсной турбиной, передающей энергию на вал двигателя.

Окончательно из всего многообразия, предлагавшихся схем, для дальнейших работ была выбрана схема, представлявшая собою комбинацию поршневого двигателя, турбины постоянного давления с реактивным соплом и импульсных турбин, в которых использовалась кинетическая энергия выхлопных газов. Эта схема позволяла получить удельный расход топлива Се=0,155-0,170 кг/л.с.ч, в то время как объемные схемы двигательных установок в лучшем случае обеспечивали получение величин Се=0,24-0,27 кг/л.с.ч. Основные сложности при создании подобных двигателей были связаны с созданием и доводкой системы импульсных турбин, поскольку выхлоп по времени составлял небольшую долю всего цикла, газы попадали на рабочее колесо турбины не при постоянном давлении, а при переменном, пульсационно (отсюда название турбин). На период создания комбинированных двигателей работа подобных систем была мало изучена, необходимо было выработать методики расчетов и оптимизации импульсных турбин,спроектировать их и довести до рабочего состояния. К этой работе активно подключился коллектив ЦИАМ и вместе с двигателестроитель-ными ОКБ проблема была решена в сравнительно короткий срок.

Конкретная реализация этой схемы применительно к самолету "85" была выполнена для двух типов двигателей: для двигателя воздушного охлаждения АШ-2К (носившего также обозначение АШ-4К), разработки ОКБ-19 (Главный конструктор А.Д.Швецов), и для двигателя водяного охлаждения М-253К (ВД-4К), разработки ОКБ-36 (В.А.Добрынин). Оба двигателя задавались к разработке общим Постановлением Совета Министров СССР от 16 сентября. 1949 г за N 3929-1608.

Двигатель АШ-2К создавался на базе двигателя АШ-2ТК и должен был иметь взлетную мощность 4500 л.с. Двигатель представлял собою четырехрядную 28 цилиндровую звезду воздушного охлаждения, имевшую комбинированный наддув от ПЦН и одного турбокомпрессора ТК-2 и семь турбин, передававших энергию выхлопа непосредственно на вал двигателя. Отработанные газы использовались в сопле для создания реактивной тяги. Для форсирования на взлетном режиме применялся впрыск водо-спиртовой смеси. Для дополнительного охлаждения на двигатель устанавливался дополнительный вентилятор, который съедал на больших высотах весьма солидный запас мощности. Уже в 1949 г первые опытные двигатели АШ-2К были собраны и начали проходить заводские стендовые испытания. На конец марта 1950 г три первых АШ-2К наработали на стенде более 100 мото-часов. Двигатели ис-пытывались с ТК-2 и показали удовлетворительные результаты по надежности, мощности и экономичности. Сложности были с ТК-2, который требовал серьезных доводок и испытаний. Работы по новым двигателям во многом сдерживались отсутствием необходимого испытательного оборудования в ОКБ-19 (тоже самое было справедливо и для ОКБ-36), особенно это касалось оборудования для отработки новых агрегатов: ТК и импульсных турбин. В 1950 г. двигатель был установлен на одной из летающих лабораторий Ту4ЛЛ , на которой до этого проходили испытания АШ-2ТК . Опытный двигатель устанавливался вместо одного штатного АШ-73ТК. Во второй половине 1950 г Ту-4ЛЛ с АШ-2К начал летать и выполнять программу испытаний и доводок нового двигателя. Эти испытания затянулись и перешли на 1951 г, двигатель на испытаниях перегревался, часто отказывал и не был в срок подготовлен для проведения Государственных летных испытаний в составе самолета "85", начался длительный период его доводок и доработок. Из-за этого АШ-2К так и не попал на самолет "85". Первая машина "85/ 1" начала летать с ВД-4К и закончила испытания с ним, вторая "85/2" должна была проходить испытания с АШ-2К,но до лета 1951 г двигатель так и не был доведен до кондиции и "дублер" также отлетал с ВД-4К. В ноябре 1951 г работы по самолету начали сворачивать, к этому моменту АШ-2К можно было ставить на самолет "85", но это в новых условиях потерялЪ актуальность. Следует отметить, что ОКБ А.Н.Туполева при проектировании "85-ой" естественно делало ставку на АШ-2К, так как его заявленные данные были выше чем у ВД-4К. Второй тип двигателя рассматривался, как резервный подстраховоч-ный, поэтому при проработке проекта, технической документации и изготовлении самолетов в их конструкции учитывалась возможность использования обоих типов двигателей. Существенным специфическим недостатком АШ-2К, как мощного высотного двигателя, была его система воздушного охлаждения, хотя она была и легче и более живучая чем жидкостная, но она на больших высотах и для больших мощностей съедала большой процент вырабатываемой мощности. По данным ЦИАМ, при увеличении высотности двигателей подобного класса начиная с высот 11000-12000 м начиналось резкое повышение мощности, затрачиваемой на охлаждение, и на высоте 15000 м она равнялась половине мощности двигателя. Для сравнения, аналогичный двигатель с жидкостным охлаждением на расчетной высоте 18000 м,забирал на цели охлаждения не более 5% мощности двигателя. Двигатель АШ-2К находился в малой серии до 1952 г , летал только на летающей лаборатории, однако вошел в историю авиационного двигателестроения как самый мощный реализованный в мире поршневой двигатель, выполненный в одном агрегате. Двигатель АШ-2К имел следующие данные: