Битва за скорость

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», то 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.