Двигатель ПД-14 – будущее российского авиапрома

Размещено на http://www.allbest.ru/

Двигатель ПД-14 - будущее российского авиапрома

План

Введение

1. Основа кооперации

2. Ключевые вехи

3. "Гиперзвуковой двигатель" ГПВРД

4. Преимущества и недостатки ГПВРД

5. Простота конструкции

6. Ядерные гиперзвуковые ПВРД

Список литературы

Введение

Разработка базового двигателя стимулирует развитие отечественной промышленности и науки.

Цель проекта "Двигатель ПД-14 для самолета МС-21" - создать семейство коммерческих двигателей для ближне- и среднемагистральных самолетов пассажировместимостью от 130 до 180 мест. Двигатели перспективного семейства по техническим характеристикам и экономической эффективности должны конкурировать с зарубежными аналогами.

Сверхзадача проекта - в кратчайший период устранить технологическое отставание России в газотурбинном двигателестроении. Кроме того, в ходе его реализации решаются задачи:

-реструктуризации одной из стратегических отраслей промышленности - авиационного двигателестроения путем вовлечения в проект всех ведущих предприятий, разделения зон ответственности с учетом их сильных сторон и перехода к программно-проектному управлению, соответствующему практике ведущих мировых производителей авиационной техники;

-создания новейших отечественных материалов и технологий металлургии, а также полимерных композиционных материалов и технологий их производства.

1. Основа кооперации

Идея создания российского авиационного двигателя нового поколения родилась в недрах моторостроительного конструкторского бюро ОАО "Авиадвигатель" в начале 2000-х годов.

Долго и тщательно изучались тенденции развития и технический уровень мировых лидеров двигателестроения, анализировался рынок самолетов и авиаперевозок для правильного выбора диапазона тяги будущего двигателя. С учетом агрессивной экспансии на российский рынок авиатехники иностранного производства новый двигатель должен не только превосходить перспективные зарубежные аналоги по своим техническим характеристикам, но и обеспечивать конкурентоспособность новых российских лайнеров по экономичности, экологическим характеристикам, стоимости летного часа. А для серийного производителя - приемлемую себестоимость изготовления. Учитывая технологическое отставание авиапрома от мирового уровня первого десятилетия 2000-х годов, задача не из легких.

Приступая к разработке нового двигателя, мы понимали, что создать конкурентоспособный продукт силами одной конструкторской школы невозможно. Поэтому изначально проект задумывался как интеграция сильных сторон всех двигателестроительных предприятий и научно-исследовательских институтов Российской Федерации.

Основная бизнес-идея проекта - разработать отечественный современный эффективный газогенератор высокой степени технического совершенства с параметрами, позволяющими на его базе создать семейство двигателей различных мощностей, которые могут быть установлены на разных видах летательных аппаратов и использованы в наземных установках - газоперекачивающих агрегатах и электростанциях. Газогенератор - самый сложный и высоконапряженный узел двигателя, определяющий его конкурентоспособность и стоимость изготовления. Унификация данного узла позволяет обеспечить его массовое изготовление для производства двигателей разного применения и значительно сократить себестоимость каждой из будущих модификаций. Кроме того, материалы, технологии проектирования, испытаний, доводки и производства газогенератора не могут быть импортированы из-за рубежа, ибо всегда являются охраняемым ноу-хау страны, тайной за семью печатями, так как существенным образом определяют место государства в мировой табели о рангах (именно поэтому производство горячей части двигателя SAM146 сосредоточено во Франции).

Идея была поддержана всеми двигателестроительными предприятиями и авиационными научно-исследовательскими институтами. В 2006 году протокол о намерениях по совместной реализации проекта создания семейства авиационных двигателей нового поколения для гражданской авиации, на базе унифицированного газогенератора подписали ОАО "Авиадвигатель", ОАО "ПМЗ", ЦИАМ, "Салют", НПО "Сатурн", УМПО, НПП "Мотор", ОАО "МПП им. Чернышева", ОАО "Климов". Руководители предприятий решили объединить усилия для разработки конкурентоспособного двигателя с целью обеспечить российскому авиапрому условия для возвращения России статуса авиационной державы. Этот документ заложил основы будущей кооперации.

Инициатива двигателистов была поддержана правительством РФ. В 2008 году после национализации двигателестроительных активов началось государственное финансирование проекта создания базового двигателя, который получил название ПД-14. Головным исполнителем проекта и получателем бюджетных средств, стало ОАО "УК "ОДК", головным разработчиком - пермское конструкторское бюро ОАО "Авиадвигатель". В разработке двигателя участвуют:

- все ведущие отечественные предприятия авиадвигателестроения - ОАО "ПМЗ", ОАО "УМПО", ОАО "НПП "Мотор", ОАО "НПО "Сатурн", ФГУП "НПЦГ "Салют", ОАО "СТАР";

- отраслевые институты - ЦИАМ, ЦАГИ, ВИАМ, ВИЛС;

- институты Российской академии наук - ИПСМ, ИМСС УрО РАН.

2. Ключевые вехи

ПД-14 - турбореактивный двухконтурный двигатель тягой 14 тонн, предназначенный для использования на вводимых в эксплуатацию в 2017 году перспективных ближне- и среднемагистральных самолетах МС-21 на 130-180 пассажирских мест. Работы по созданию двигателя ПД-14 ведутся синхронно с работами по созданию самолета МС-21, разрабатываемого Объединенной авиастроительной корпорацией за счет средств бюджета РФ.

Реализация проекта "Двигатель ПД-14 для самолета МС-21" осуществляется с использованием Gate-технологии. После каждого этапа разработки ОАО "Авиадвигатель" организует проведение экспертизы достигнутых результатов со стороны двигателистов, ученых, самолетостроителей, государства, заказчиков - так называемые контрольные рубежи. В качестве экспертов привлекаются высококвалифицированные специалисты отраслевых ведомств, НИИ, ОАК, ОДК. Это дает возможность консолидировать и учесть мнения всех заинтересованных сторон, избежать ошибок, своевременно внести коррективы в конструкцию двигателя и организацию процесса разработки, тем самым минимизируя финансовые затраты и сокращая сроки. Решение задач проекта осуществляется в комплексе Business&Technical ("Бизнес и техническая часть").

Впервые разработка двигателя ведется "на заданную себестоимость" - стоимостные параметры учитываются при определении конструктивного облика двигателя, технологий его изготовления и обслуживания.

При разработке конструкции двигателя ставка сделана на проверенные временем классические конструктивные решения, которые в сочетании с использованием современных технологий проектирования и испытаний дают качественно новые характеристики готовому изделию. В двигателе широко используются новые российские титановые и никелевые суперсплавы, позволяющие обеспечить необходимые параметры. По сравнению с лучшими российскими ТРДД (SaM146, ПС-90А, ПС-90А 2) и зарубежными аналогами (CFM56, V2500) сделан качественный скачок в повышении основных параметров, обеспечивающий снижение удельного расхода топлива двигателя ПД-14 на 12-16 процентов.

Использование полимерных композиционных материалов позволяет внедрить современные технологии шумоглушения и снизить массу двигателя. Доля композиционных материалов в конструкции мотогондолы достигает 60-70 процентов. Всего в двигателе используется порядка двадцати наименований новых материалов.

Выделены 16 ключевых технологий, которые обеспечивают качество изготовления и высокую эффективность производства двигателей. Данные технологии, к сожалению, отсутствовали в двигателестроении РФ. Сегодня предприятия, участвующие в реализации проекта, успешно осваивают и внедряют эти технологии, что само по себе является большим шагом вперед для инновационного развития страны и создания в России наукоемких рабочих мест.

В 2012 году двигатель-демонстратор технологий (ДДТ) прошел комплекс стендовых испытаний. Их основная цель - продемонстрировать готовность заложенных в двигатель конструктивных и технологических решений - успешно достигнута. ДДТ показал хорошие результаты по термодинамике, акустике и эмиссии - лучшие, чем у современных аналогов, продемонстрировал результативность использованных технологий.

Для подтверждения летной годности ПД-14 осуществляется специальная квалификация материалов (полуфабрикатов), применяемых в двигателе. Формируется банк данных характеристик материалов, подтверждающих то, что эти материалы имеют необходимый уровень конструкционной прочности. Испытания образцов материалов ведутся в новых, современных, аккредитованных АР МАК лабораториях ОАО "Авиадвигатель", ЦИАМ и ВИАМ. Для сокращения сроков испытаний материалов в "Авиадвигателе" построен не имеющий аналогов в мире роботизированный комплекс изготовления образцов.

При разработке двигателя ПД-14 и внедрении новых технологий учитываются интересы будущих заказчиков, тех, кто будет заниматься его эксплуатацией.

Целенаправленная работа по снижению себестоимости изготовления, затрат на техническое обслуживание и ремонт, обеспечению стабильности характеристик и высокой надежности двигателя, его топливной эффективности, снижению массы, шума и эмиссии вредных веществ гарантирует низкую стоимость жизненного цикла двигателя.

При реализации проекта, параллельно с проектированием двигателя решаются вопросы создания современной и удобной для потребителей системы послепродажного обслуживания - максимально приближенной к клиенту ремонтно-технической базы, удобных логистических схем, предоставления наилучших гарантий и сервиса - всего того, что в связи с относительно малым количеством эксплуатирующихся самолетов отечественного производства полностью отсутствует и вызывает справедливые нарекания авиаперевозчиков.

Достигнутые на сегодня результаты дают нам уверенность, что ПД-14 будет конкурентоспособным не только по техническим характеристикам, но и по стоимости летного часа.

Весной 2013-го состоялось значимое событие для проекта - подана заявка в АР МАК на получение сертификата типа двигателя ПД-14, а в конце года проект выйдет на этап международной сертификации в EАSА.

В 2014 году будут начаты испытания двигателя ПД-14 на летающей лаборатории Ил-76 в ЛИИ имени Громова.

Реализация проекта "Двигатель ПД-14 для МС-21" на базе широкой кооперации двигателестроительных предприятий и НИИ позволяет обеспечить высокую эффективность использования бюджетных средств. Государственные деньги вкладываются не только в разработку конкретного наукоемкого современного продукта - двигателя ПД-14, но и в реальное внедрение современных технологий проектирования, испытаний и производства, позволяющих существенно преодолеть технологическое отставание отечественного авиапрома и создать базу для его дальнейшего развития. Во-первых, есть гарантия, что эти технологии будут реально использованы при производстве востребованного конкурентоспособного продукта - двигателя ПД-14. Во-вторых, бюджетные деньги вкладываются в сильные стороны предприятий. Это минимизирует их риски освоения новых компетенций - опираясь на свой практический опыт, они могут предупредить возможные ошибки и неудачи. В-третьих, поскольку участие в кооперации "отвлекает" только часть производственных мощностей предприятий, сохраняя их возможность получать доходы от реализации других продуктов, ни для одного кооперанта не возникает угрозы существенной потери прибыли на этапе первичных, всегда очень ограниченных по объему продаж двигателей и самолетов.

Такое распределение рисков между частным бизнесом и государством является оптимальным для достижения целей обеих сторон. Изменение сложившейся структуры реализации проекта неизбежно увеличит риски государства в очередной раз безрезультатно потерять уже вложенные в проект миллиардные средства.

Уверен, что реализация проекта создания ПД-14 станет примером успешного развития высокотехнологичного производства, основанного на отечественных конструкторских разработках и изобретениях.

Создание семейства перспективных двигателей на базе унифицированного газогенератора - блестящая возможность для России вернуть отечественное двигателестроение на мировой уровень, а для Объединенной двигателестроительной корпорации - шанс закрепиться в числе крупнейших мировых производителей газотурбинной техники.

Недавно появилась информация о передаче на испытания демонстратора нового отечественного турбореактивного двигателя ПД-Событие это с несомненностью говорит о том, что отечественные двигателисты не сидят, сложа руки, и программа уверенно движется вперед. Но в этой программе, тем не менее, есть немало "темных мест".

Этого не скрывают и сами разработчики, но, по обычаю двигателистов всего мира, они весьма скупы в выдаче информации, связанной с новым двигателем, а те сведения, что есть, носят почти откровенно рекламный характер. А ведь то, что есть, вызывает еще больше вопросов, и главный из них: зачем этот двигатель нужен?

В любой публикации по ПД-14 ясно говорится, что он нужен перспективному ближне-среднемагистральному самолету МС-21, разрабатываемому корпорацией "Иркут", однако с этим, казалось бы, очевидным утверждением можно легко поспорить. Принципиальным отличием МС-21 от других проектов отечественных авиалайнеров является изначальное решение не ориентироваться на единственный двигатель. Решение естественное, позволяющее снизить риски и без того рискованного проекта: уж хоть один из производителей двигателей сможет создать подходящий двигатель, а если это удастся обоим, то будет из чего выбирать лучший. Причем выбирать будет не только производитель самолета, но и покупатель-авиакомпания, как это и делается за рубежом.

Хотя работы по нынешнему ПС-14 начались еще в 1999 году и шли параллельно с МС-21, в тендере на двигатель для этого самолета в декабре 2009 года победил не он, а заокеанский PW1400G. Ими будут оснащаться самолеты для малайской лизинговой компании Crecom Burj Berhad (50 самолетов твердого заказа) и, видимо, самолеты ИФК. Но, несмотря на это на МАКС-2011 было заключено и твердое соглашение на поставку "Иркутом" 50 самолетов МС-21 в комплектации с ПД-14 для "Ростехнологий" (точнее, "Аэрофлота"), с опционом еще на 35 самолетов.

У нас любят все приписывать злокозненности американцев, списывая на них собственные промахи. Американцы едва ли не в открытую топят наши подлодки, сбивают самолеты и даже космические аппараты, а уж о том, как бы развалить отечественную промышленность, они только и мечтают. Нельзя сказать, чтобы последнее является совсем уж беспочвенным, но устранение европейских или китайских конкурентов янки не меньше на руку, однако эти конкуренты отчего-то не умирают. Не из-за того, что на каждом шагу кричат о несправедливости к ним судьбы и Госдепа, а потому, что предлагают на рынок продукты не хуже и даже лучше американских. И американским компаниям приходится с этим считаться и также повышать качество своей продукции.

Двигатель PW1400G однозначно нельзя назвать ни на что не годным старьем. Это новейший разрабатываемый турбореактивный двигатель, причем не простой, а редукторный. Благодаря редуктору американцам удалось довести степень двухконтурности до 12, а этот параметр непосредственно влияет на топливную эффективность. Не случайно двигатели этого семейства (PW1000G) выбрали в качестве основного Bombardier для CS и Mitsubishi для MRJ, а уже после его выбора под МС-21 - и Airbus. Правда, для A320neo двигатели PW1124G/1127G/1133G идут как опция наряду с "полуевропейским" CFM International LEAP-X. Двигатель PW1400G существует пока только на бумаге, а по двигателю ПД-14 в работе и доводке находятся: четыре газогенератора и несколько установок модуля модели вентилятора, полноразмерный компрессор, камера сгорания, а также две турбины, одна из которых уже прошла испытания в Центральном институте авиационного моторостроения (ЦИАМ). В июне состоялся первый запуск на наземном испытательном стенде первого образца двигателя-демонстратора ПД-14. Но на самом деле несуществующий PW1400G гораздо более реален, нежели ПД-14, поскольку его братья по семейству не просто есть в форме комплектных опытных двигателей, но и находятся в стадии полноценных активных испытаний.

Опытные образцы семейства PW1000G в общей сложности уже наработали более 2900 часов и 9000 циклов, причем не только на стенде. PW1524G, предназначенные для Bombardier CS, к началу июня налетали на летающей лаборатории 250 часов, а PW1217G для Mitsubishi MRJ - 50 часов, а время на стенде распределялось почти поровну между этими двумя моделями. Испытания пока идут успешно, и в их ходе собирается информация и для больших двигателей семейства. То, что Pratt&Whitney не радует мир новостями по проекту PW1400G, и даже не определила индексов конкретных модификаций этого двигателя, никого не смущает: фирма все силы направляет на доводку двигателей для самолетов, наиболее близких к реализации. И правда, Bombardier CS должен появиться в 2013 году, MRJ - в 2014, а следующим в списке новый "Эрбас" - 2015 год. Выпуск самолета МС-21 назначен на 2016 год, и для доводки двигателя под него, несомненно, очень близкого к двигателям для европейского авиалайнера того же класса, будет еще один дополнительный год. Так что тут риски не слишком велики, и насчет того, что американцы не продадут нам двигатели, тоже беспокоиться не стоит: от миллиарда долларов (и возможной добавки в будущем) их мало что заставит отказаться.

Гораздо большее волнение вызывает сам самолет МС-21. Хотя он, как и SSJ, собирается с использованием агрегатов самого разного импортного происхождения, в отличие от "Суперджета" в его проекте заложены и определенные подвижки вперед в плане конструкции планера, такие как масштабное использование новых композитов в крыле. С этими композитами, надо признать, ситуация в стране не особо вдохновляющая, как с их производством, так и проектированием конструкций из них. Да и в целом проект МС-21 гораздо более амбициозный, нежели SSJ, и на его пути возможны самые разнообразные заминки - вплоть до аннулирования программы. По крайней мере, разговоры о сдвиге сроков уже идут, в частности о появлении первого самолета не в 2016, а в 2020 году. Если бы не государственные вливания в проект, и задержки, и провал программы (по разным причинам) имели бы значение только для отечественных авиапроизводителей, поскольку российские авиакомпании уже привыкли "обходиться" зарубежными самолетами, а американские двигателестроители не слишком-то потратятся на адаптацию версии PW1000G, предназначенной для "Эрбаса", к МС-21, если уж до этого дойдет. Но что тогда будет с ПД-14?

Ведь этот двигатель, как сообщается, будет имееть единственное применение - МС-21. Иных подходящих самолетов в России как будто нет (Ил-214, который назывался как одно из применений ПД-14 - самолет почти мифический), на экспорт двигатель поставлять не планируется по простой причине - зарубежные "сторонние" авиапроизводители, например китайские, предпочитают брать двигатели на Западе.

Есть, конечно, еще возможность создания на основе того же газогенератора более мощных двигателей, но и для них нет подходящих самолетов. Есть возможность ремоторизации с помошью такого двигателя (ПД-18) Ту-204/214 и Ил-96, но эти самолеты и так не пользуются большой популярностью, и лет через 10, когда возможно появление нового двигателя, окончательно устареют.

Ремоторизация называется и как возможное применение ПД-14, но тут что-то светит лишь обновленному Ил-76. Но вот когда случится эта ремоторизация? В ближайшие годы заказчиков вполне удовлетворят самолеты с ПС-90 и ПС-90А, так что интерес к самолету с ПД-14 если и возникнет, то лет через …дцать. Но может, это и к лучшему - как раз удастся изжить "детские болезни" двигателя и всего остального. А до тех пор остаются только газоперекачивающие установки…

ПД-14 еще надо сделать, причем не просто сделать работающий двигатель, но двигатель удовлетворяющий требованиям главного заказчика - "Иркута" и не разочарующих заказчиков конечных - авиакомпании. Требования известны, и они на уровне мировых стандартов. PW1400G их удовлетворить, видимо, сможет, а ПД-14?

Из того, что известно о технических особенностях этого двигателя, в этом возникают сомнения. В самом деле, если степень двухконтурности (базовые двигатели) PW1400G - 12, а у ПД-14 всего 8,5, то для того, чтобы у россиян получился столь же эффективный движок, они должны сделать очень хороший газогенератор. Даже очень-очень хороший, если сравнить ПД-14 с CFM International LEAP-X.

Этот главный конкурент PW1400G, точнее "эрбасовских" PW1124G/1127G/1133G, имеет более традиционную архитектуру и берет во многом за счет более совершенного (точнее, работающего в более напряженном режиме) газогенератора. В этом LEAP-X и ПД-14 схожи, схожи они и по опубликованным расчетным показателям экономичности (хотя пока это скорее цифры из ТЗ). Но вот вопрос, каким образом двигатель со степенью двухконтурности 8,5 и степенью сжатия 41 (ПД-14 базовый) будет столь же экономичным, как движок, у которого эти показатели соответственно 10 и 50 единиц?

На чем в теории могли бы вытянуть россияне, так это на повышении температуры перед турбиной, но на практике это требует неких супертермостойких материалов, которыми, кажется, не располагают за рубежом. Или сделать двигатель в сборе очень легким, что почему-то не получается в Европе и Штатах. В наличии таких уникальных ноу-хау в нашей стране, несмотря на напряженную работу ВИАМа по новым материалам для ПД-14, верится с трудом.

С трудом верится, что характеристики можно добрать на чем-то еще, по мелочам, поскольку конкурентоспособных турбореактивных двигателей для гражданской авиации в России не создавалось почти полвека, и ноу-хау этим взяться просто неоткуда.

Из этого надо делать очевидный вывод: вот так разом создать двигатель на уровне новейших зарубежных образцов не получится. Если ПД-14 будет создан, это будет двигатель, превосходящий устаревающий CFM56, но заметно уступающий новым двигателям западных производителей (PW1400G, CFM International LEAP-X). Его создание и ввод в серию явится, несомненно, крупнейшим достижением отечественного двигателестроения, но конкурентноспособным на гражданском рынке, открытом для зарубежной продукции, результат назвать будет нельзя. И дело не только в недостаточно высоких, по сравнению с зарубежными аналогами, характеристиках. На деле получается, что конкурентных преимуществ у ПД-14 по сравнению с PW1400G нет вообще - одни недостатки.

Для начала, к моменту выкатки первого МС-21 (намечена на 2015 год) ПД-14 готов не будет точно, и самолет будет летать с PW1400G. Поскольку "американец" является не временной заменой отечественного двигателя, а полноценной альтернативой, то это дает заметную фору по интеграции двигателя и самолета, и опережающий выход на рынок самолетов с этим двигателем, к тому же, среди заказанных МС-21 вроде бы половина будет оснащаться именно PW1400G.

Величина этого опережения, впрочем, зависит от хода как работ по ПД-14, так и по МС-21, и в итоге может оказаться несущественной, если разработка самолета затянется, а двигатель будет создан в срок - к 2016 году.

Очень неприятен вопрос с ценой, хотя тут наличие ПД-14 однозначно на руку разработчикам МС-21. Согласно опубликованным данным, стоимость одного ПД-14 оценивается в 6 млн. долл., а PW1400G - в 5.4 млн. долл. США. Ценообразование - запутанная материя, но покупатель-то будет смотреть на итоговую цифру, а она не в пользу отечественного производителя, Он, впрочем, вроде бы готов скинуть с каждого двигателя полмиллиона - но на то же согласны и конкуренты. Согласятся ли лизингодатели переплачивать 1.2 млн. долл. за самолет с отечественными двигателями, да еще имеющими худшие характеристики?

Ситуацию с отечественными потребителями можно поправить пошлинами, выкручиванием рук и прочими подобными мерами, но, как показывает практика, это работает плохо. Эта же практика, конкретно с самолетами Ту-204, однозначно говорит о том, на каких условиях отечественные авиакомпании готовы брать отечественную технику, уступающую зарубежным аналогам. Кстати, не последнее место в их "хотелках" занимает и сопровождение по техобслуживанию, его стоимость и качество. Это же касается и двигателей, и в плане ТОиР. Отечественным двигателистам придется напрямую бороться с американцами, а в таких "баталиях" наши никогда еще не одерживали победу. Отчасти это объясняется мелкосерийностью отечественного производства двигателей и запчастей для них, в то время как иностранцы выпускают все это в огромном количестве.

В случае с PW1400G крупносерийность будет обеспечена не только благодаря количеству заказанных самолетов с этим двигателем, но и вероятной идентичностью части узлов и деталей двигателя тем, что будут применяться на A320Neo. Ну и финансовые возможности американской фирмы больше, чем у отечественных двигателистов. Ну и как при таких раскладах "завоевать не менее 10% мирового рынка авиадвигателей в классе тяг от 9 до 18 тонн"?

Итак, что же мы имеем? Мы имеем программу в 70 млрд. рублей (из которых половина бюджетных), которая во второй половине 2010-х годов даст, если все пройдет гладко, современный, но не самый лучший из доступных для гражданской авиации двигатель. Скорее всего, к моменту его появления самолет, для которого он предназначен в первую очередь, уже будет летать с другими, лучшими движками, а его заказчики будут в той или иной форме противиться установке вместо них отечественного продукта. Это негативно скажется на вводе двигателя в эксплуатацию и в реальности ПД-14 будет доведен где-то к 2020 году. Далее его, или другие двигатели на основе его газогенератора, можно будет ставить на новые самолеты. И это скорее всего будут не МС-21 или другие пассажирские самолеты, для которых несложно будет подобрать лучшие двигатели за рубежом, а военные и полувоенные машины: транспортники, заправщики, разведчики, самолеты ДРЛО. Новые самолеты такого назначения в третьем десятилетии 21 века отечественным военным будут нужны позарез, а от закупок иностранной техники они будут отказываться до последнего.

Следовательно, придется делать свои самолеты, а базой для них послужат Ил-76 и, возможно, тот же МС-21 (если, конечно, будет создана его базовая версия). Для военных экономичность самолета имеет меньшее значение, чем на гражданке, где авиакомпании гоняются за считанными процентами экономии, зато независимость от "вероятного противника" архиважна. Кроме того, наличие отечественной силовой установки, как и прочих отечественных комплектующих, повышает возможности для экспорта в "проблемные страны", куда тот же базовый МС-21, в отличие от Ту-204, продать будет затруднительно (там ведь надо не только ставить ПД-14, но и менять многие агрегаты и системы самолета на чисто отечественные).

Таким образом, реальные шансы получить дивиденды от ПД-14 и других двигателей на базе того же газогенератора имеются, даже если не принимать во внимание МС-21, но для их реализации надо начинать планирование уже сейчас, а на то воля государства и Министерства обороны. Последнее уже отметилось сообщением, что для его нужд начата разработка нового воздушного танкера на замену Ил-78, максимум к середине 2030-х окончательно "вылетаются", даже при условии поголовной их модернизации с продлением ресурса, патрульные Ил-38, в ВТА самолеты тоже далеко не новье, хотя часть их в ближайшем будущем и будет модернизирована, в том числе и с установкой двигателей ПС-90. И будет вдвойне обидно, если, имея достойный двигатель, российская военная авиация не получит новых машин, для боевых действий не менее важных, чем истребители.

А пока можно пугать иностранных двигателестроителей возможной альтернативой под МС-21 и выторговывать лучшие условия поставок. У "Иркута" это вроде получается, по крайней мере, в начале июня он заключил контракт (по слухам на 1.1 млрд. долл.) на двигатели PW1400G. О аналогичном контракте на ПД-14 пока не сообщалось…

Но зато проходила информация о том, что американцы ведут переговоры об отверточной сборке своих двигателей в России. Зачем им это нужно? А затем, что этого вроде бы хочет заказчик. Или, скорее, таково условие доступа к конкуренции с отечественными двигателестроителями. Но, как сообщалось, переговоры об СП ведутся с той же ОДК, которая разрабатывает ПД-14! То есть "наши" будут собирать в конечном итоге и ПД-14, и PW1400G, и если последний захотят по какой-то причине убрать со сцены, останется только парализовать работу предполагаемого СП.

3. "Гиперзвуковой двигатель" ГПВРД

Вариант прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД), который отличается от обычного сверхзвуковым сгоранием. На бомльших скоростях для сохранения эффективности двигателя необходимо избегать торможения приходящего воздуха и производить сжигание топлива в сверхзвуковом воздушном потоке.

Верхний предел скорости гиперзвукового ПВРД (ГПВРД) без использования дополнительного окислителя оценивается в М=12--24. Исследования в рамках проекта "X-30" фирмы Роквелл в 80-х годах XX-го века установили верхнее значение скорости для работы ГПВРД, соответствующим М=17 в связи с обеспечением условий для сгорания в двигателе. Для сравнения, самый быстрый пилотируемый самолёт со сверхзвуковыми комбинированными турбопрямоточными воздушно-реактивными двигателями "SR-71" (англ. Black Bird, "Чёрный дрозд") компании Локхид достигает скорости не выше М=3,4 из-за торможения воздушного потока в двигателе до дозвуковой скорости. Кроме этого, ГПВРД использует не окислитель, транспортируемый вместе с аппаратом, а атмосферный воздух, поэтому он обладает гораздо более высоким показателем эффективности двигателя -- удельным импульсом по сравнению с любым из существующих ракетных двигателей.

Так же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД состоит из имеющего сужение воздуховода, в котором поступающий воздух претерпевает сжатие из-за высокой полетной скорости летательного аппарата (ЛА). Камеры сгорания, где происходит сжигание топлива, сопла, через которое происходит истечение выхлопного газа со скоростью, бомльшей скорости притока воздуха, что и создает тягу двигателя. Опять же как и сверхзвуковой ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет мало движущихся частей или не имеет их вовсе. В частности, в нём отсутствует высокоскоростная турбина, которая присутствует в турбореактивном двигателе (ТРД) и является одной из самых дорогостоящих частей такого двигателя, являясь при этом потенциальным источником проблем в процессе эксплуатации.

Для работы гиперзвуковой ПВРД нуждается в проходящем сквозь него сверхзвуковом воздушном потоке. Поэтому подобно сверхзвуковому ПВРД, гиперзвуковой ПВРД имеет минимальную скорость, при которой он может функционировать, примерно равную М=7--8[1]. Таким образом, аппарат с гиперзвуковым ПВРД, нуждается в другом способе разгона до скорости, достаточной для работы гиперзвукового ПВРД. Гибридный сверхзвуковой/гиперзвуковой ПВРД должен иметь меньшее значение минимальной рабочей скорости и некоторые источники указывают, что экспериментальный гиперзвуковой самолёт "X-43" (Боинг/НАСА) имеет именно такой двигатель. Последние испытания X-43 производились с помощью ракетного ускорителя, запускаемого с самолёта-носителя и разгоняющего этот аппарат до скорости 7,8М.

Для гиперзвуковых аппаратов характерны проблемы, связанные с их весом и конструктивной и экплуатационной сложностью. Перспективность гиперзвуковых ПВРД активно обсуждается в основном по той причине, что многие параметры, которые в конечном итоге определят эффективность самолёта с таким двигателем, остаются неопределёнными. Это, в частности, также связано со значительными затратами на испытания таких летательный аппаратов. Такие хорошо финансируемые проекты, как X-30, были приостановлены или закрыты до создания экспериментальных моделей. Для дополнительной информации смотрите также статью "Гиперзвуковой летательный аппарат".

Начиная со Второй мировой войны, тратились значительные усилия на исследования в области достижения больших скоростей реактивными самолётами и ракетопланами. В 1947 году экспериментальный ракетный самолёт "X-1" производства компании Белл совершил свой первый в истории сверхзвуковой полет и уже к 1960 году начали появляться предложения и проекты по полетам с гиперзвуковыми скоростями. За исключением проектов таких ракетопланов, как "X-15", специально спроектированных для достижения больших скоростей, скорости реактивных самолётов оставались в пределах М=1--3.

В 50-х и 60-х создавались различные экспериментальные гиперзвуковые ПВРД, которые испытывались на земле. Применительно к гражданскому авиатранспорту, основной целью создания и применения гиперзвуковых ПВРД, считалось скорее снижение эксплуатационных расходов, чем сокращение длительности перелетов. Поскольку турбореактивные сверхзвуковые двигатели потребляют значительное количество топлива, коммерческие авиакомпании предпочитали обслуживать авиалинии дозвуковыми широкофюзеляжными самолётами, а не сверхзвуковыми (см. "Конкорд" и Ту-144). Рентабельность использования последних была едва заметна, а убыточность полетов Конкордов "Бритиш Эйрвейз" за время его эксплуатации в среднем составила 40%[2] (без учета субсидирования полетов государством). Одной из основных черт военных самолётов является достижение наибольшей маневренности и скрытности, что противоречит аэродинамике гиперзвукового полета. В период 1986--1993 г. в США была предпринята серьёзная попытка создания одноступенчатой космической системы Rockwell X-30 (фирма Роквелл, проект NASP, англ. National Aero-Space Plane) на базе гиперзвукового ПВРД, но она потерпела неудачу. Тем не менее, концепция гиперзвукового полета не ушла со сцены и менее масштабные исследования продолжались на протяжении последних двух десятилетий. Например, 15 июня 2007 года Агентство передовых оборонных исследовательских проектов (DARPA, англ. Defense Advanced Research Project Agency) США и Министерство Обороны (МО) Австралии сообщили об успешном гиперзвуковом полете со скоростью 10М с использованием ракетного ускорителя для разгона до минимальной рабочей скорости на ракетном полигоне Вуммера в центральной Австралии. В США Пентагон и НАСА сформировали Национальную Гиперзвуковую Стратегию (англ. National Hypersonics Strategy) с целью исследовать спектр возможностей гиперзвукового полета. Другие страны, такие как Великобритания, Австралия, Франция, Россия и Индия также имеют свои программы исследований. Также, следует отметить, что на 2009 год не было создано ни одного "рабочего" аппарата с гиперзвуковым ПВРД, - все имеющиеся и испытываемые модели и образцы создаются в рамках экспериментов по их исследованию.

В России (СССР) разработкой подобных систем занимается Центральный институт авиационного моторостроения (ЦИАМ) имени П.И. Баранова, расположенный в г. Москве и Лыткарино. В 1970-х годах стартовали работы по созданию гиперзвукового ПВРД и гиперзвуковой летающей лаборатории (ГЛЛ) "Холод"[3] на базе ракеты С-200, на которой в Казахстане было проведено уникальное летное испытание гиперзвукового ПВРД на скорости 5,7M. На данный момент институт ведёт работы по перспективной ГЛЛ "Игла" ("Исследовательский гиперзвуковой летательный аппарат") и "Холод-2" со сверхзвуковым ПВРД[4].

Проблема усложняется обнародованием, зачастую только частичным, ранее засекреченных материалов по экспериментам, которые сохраняются в тайне, но по которым, тем не менее, делаются утверждения о получении работоспособных моделей двигателя. Кроме этого возникают сложности с подтверждением достоверности таких сведений и, в частности, факта сверхзвукового сгорания и получения требуемой тяги. Таким образом, по крайней мере, четыре группы, в которые входят несколько государств и организаций, имеют законные основания утверждать, что являются "первыми".

ГПВРД является типом двигателя, предназначенным для работы на больших скоростях, которые более характерны для ракет, чем для самолётов. Основное отличие аппарата с таким двигателем от ракеты состоит в том, что он не несет на себе окислитель для работы двигателя, используя в этих целях атмосферный воздух. Более обычные самолёты с ПВРД (ПВРД), турбореактивными (ТРД), двухконтурными турбовентиляторными (ДТВД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателям имеют то же свойство - используют атмосферный воздух, - но их применение ограничено дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями.

Турбинные двигатели эффективны на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, но быстро становятся бесполезными при росте скорости свыше 2М. Это объясняется тем, что поток воздуха, поступающий в компрессор двигателя, обладает большей скоростью, а из-за его последующего торможения начинают расти температура и аэродинамическое сопротивление. Высокие температуры нежелательны, так как они могут вызвать расплавление и разрушение двигателя. Это также снижает эффективность двигателя из-за большей температуры воздушно-топливной смеси, которая попадает в камеру сгорания (см. закон Гесса, закон Кирхгофа). С ростом скорости доступная для использования энергия уменьшается как квадрат скорости в числах Маха. Наибольшая рабочая скорость двигателя может быть увеличена путём охлаждения, попадающего в воздухосборник газа и путём комбинирования схемы с использованием форсажных камер и гибридных ТРД/ПВРД.

Самолёты с ПВРД конструктивно проще потому, что такой двигатель оказывает меньшее сопротивление проходящему воздуху (трение) и содержит меньше деталей, которые должны функционировать при высокой температуре. В силу меньшего трения ПВРД может обеспечить большие скорости, но из-за необходимости поступления больших объёмов воздуха в воздуховод без помощи компрессора скорость такого самолёта не может быть менее 600 км/ч. С другой стороны, схема работы ПВРД предполагает торможение приходящего воздуха до дозвуковой скорости для его сжатия, смешивания с топливом и последующего сжигания. Этот процесс приводит к росту проблем вместе с ростом скорости аппарата - ударные волны при торможении газа, поступающего в двигатель при сверхзвуковой скорости, приводит к росту трения, которое, наконец, становится невозможно скомпенсировать тягой двигателя. Так же, как и в случае с турбинными двигателями, этот процесс сопровождается ростом температуры, что снижает эффект от сжигания топлива. Для сохранения производительности двигателя необходимо принять меры по снижению в нём трения и температуры. В зависимости от применяемых конструктивных решений, а также от типа используемого топлива, верхний предел скорости самолёта с СПВРД составляет 4--8М.

Простейший вариант гиперзвукового ПВРД выглядит как пара воронок, которые соединены друг с другом узкими отверстиями. Первая воронка служит воздухозаборником, в наиболее узкой части происходит сжатие входящего воздуха, добавление в него топлива и сжигание смеси, что ещё больше поднимает температуру и давление газа. Вторая воронка формирует сопло, через которое происходит расширение продуктов сгорания и создание тяги. Такая схема позволяет ГПВРД исключить сильное трение и обеспечивает высокую эффективность сгорания при его использовании на скоростях свыше 8М, что достигается путём сохранения практически неизменной скорости проходящего через весь двигатель воздуха. Поскольку по сравнению с СПВРД проходящий газ в гиперзвуковом ПВРД меньше замедляется, он меньше разогревается, и сгорание происходит более эффективно с большим выделением полезной энергии (см. закон Гесса, закон Кирхгофа). Основная сложность такой схемы состоит в том, что топливо должно быть смешано с воздухом и сожжено за крайне короткое время, и в том, что любое нарушение геометрии двигателя приведет к большому трению. Расположение ГПВРД под корпусом (фюзеляжем) аппарата предназначено для конвертирования силы трения в подъёмную силу и создания дополнительной подъёмной силы, используя выхлоп двигателя. Это формирует подъёмную силу при гиперзвуковом полете и определяет дизайн гиперзвуковых самолётов.

Любой гиперзвуковой ПВРД имеет топливные инжекторы, камеру сгорания, сопло и воздухозаборник, который сжимает входящий поток воздуха. Иногда в двигатель также оснащается стабилизатором пламени (англ. flame holder), хотя температура торможения потока в области фокусирования волн плотности достаточно высока для самодостаточного горения. Другие двигатели используют пирофорные добавки, такие как силаны, с целью обхода проблем с устойчивостью сгорания. Часто используется изолятор между воздухозаборником и камерой сгорания для продления функционирования двигателя.

Изображение моделирования воздушного потока вокруг "X-43" (Боинг/НАСА) на скорости7М.

В случае ГПВРД кинетическая энергия воздуха, поступающего в двигатель, является большой по сравнению с энергией, выделяющейся в результате сгорания топлива в атмосферном воздухе. При скорости 25М тепло, выделяющееся в результате сгорания топлива, составляет около 10% от общей энтальпии потока. Вне зависимости от используемого топлива, кинетическая энергия воздуха и теоретическая полезная тепловая энергия от сгорания топлива будут равняться друг другу примерно при скорости 8М. Таким образом, конструкция ГПВРД преследует, прежде всего, цель уменьшения трения, а не увеличения тяги.

Высокая скорость делает сложным управление потоком внутри камеры сгорания (КС). Так как приходящий воздушный поток является сверхзвуковым, нет обратного распространения процессов, происходящих в КС. Это не позволяет регулировать тягу изменением размера входа в сопло (КС). Более того, весь проходящий со сверхзвуковой скоростью через камеру сгорания газ должен с минимальным трением смешаться с топливом и иметь достаточно времени для сгорания с целью последующего расширения в сопле и создания тяги. Это налагает сильные ограничения на давление и температуру потока и требует, чтобы впрыск и смешивание топлива были чрезвычайно эффективны. Рабочие значения давления лежат в диапазоне 20--200 КПa (0,2--2 атм) и при этом под давлением понимается:

где q - динамическое давление; с (ро) - плотность; v - скорость. Для того, чтобы поддерживать скорость сгорания постоянной, давление и температура в двигателе также должны быть постоянными. Это проблематично, так как управление воздушным потоком в таком двигателе технически невозможно, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД способен (предназначен) функционировать. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления (ТПДД, англ. constant dynamic pressure path). Считается, что аппараты с ГПВРД могут использоваться до высоты 75 км[5].

Порядок впрыска топлива также является потенциально сложной инженерной проблемой. Одна из возможных схем циркуляции топлива выглядит следующим образом: топливо сжимается до 100 атм турбонасосом, нагревается фюзеляжем, проходит через турбину и затем оставшаяся часть давления используется инжекторами для впрыска топлива со скоростью, большей скорости проходящего воздушного потока в основании камеры сгорания. Потоки топлива образуют сеткоподобную структуру в проходящем потоке воздуха. Высокая турбулентность из-за большей скорости топлива приводит к дальнейшему перемешиванию. При этом, чем сложнее молекулы топлива (например, как у керосина) тем длиннее должен быть ГПВРД для обеспечения полного сгорания топлива.

Минимальное число Маха, при котором ГПВРД может работать, ограничено тем, что сжатый поток должен быть достаточно горячим для горения топлива и иметь давление, достаточно высокое для завершения реакции до того, как воздушная смесь покинет сопло. Для сохранения принадлежности двигателя к классу ГПВРД, сохранения его свойств и устойчивости работы, поток газа должен сохранять сверхзвуковую скорость на всех участках своего пути в двигателе. Степень сжатия напрямую связана со степенью торможения потока и определяет нижнюю границу использования. Если газ в двигателе затормаживается до скорости ниже 1М, то двигатель "глохнет", порождая ударные волны, при экспериментах хорошо заметные невооруженным глазом. Внезапное замедление потока воздуха в двигателе может привести к ускорению сгорания в КС, что способно вызвать разрушение (в том числе детонационное) ГПВРД. Кроме сжатия, на нижний предел скорости влияет также увеличение скорости звука в газе при росте температуры. На 2009 год считается, что нижний предел скорости использования "чистого" гиперзвукового ПВРД составляет 6--8М[6]. Существуют проекты конструкций гибридных СПВРД/ГПВРД, которые предполагают трансформацию сверхзвукового двигателя в гиперзвуковой на скоростях М=3--6[7] и имеют более низкое значение нижнего предела скорости, используя дозвуковое сгорание по типу СПВРД.

Высокая стоимость лётных испытаний и невозможность полноценных наземных сдерживает развитие гиперзвуковой авиации. Наземные испытания в основном сосредоточены на частичном моделировании условий полёта и производились в криогенных установках, газодинамических установках на базе ракетных двигателей, ударных тоннелях и плазмогенераторах, но все они лишь приближённо моделируют реальный полёт[8][9]. Лишь в последнее время в вычислительной гидрогазодинамике (ВГГ) было накоплено достаточно экспериментальных данных для реалистичного компьютерного моделирования, с целью решения проблем работы аппаратов с ГПВРД, а именно для моделирования приграничного слоя воздуха, смешивания топлива с потоком воздуха, двухфазного течения потока, отрыва (отделения) потока, аэротермодинамики реального газа. И, тем не менее, эта область все ещё остаётся малоизученной ВГГ. Кроме этого, моделирование кинетически ограниченного сгорания с участием таких быстрореагирующих топлив, как водород, требует значительных вычислительных мощностей. Как правило, используются ограниченные модели с поиском численных решений "жёстких систем" дифференциальных уравнений, для которых необходим малый шаг интегрирования и поэтому требуется много машинного времени.

Большинство экспериментов с гиперзвуковыми ПВРД остаются засекреченными. Несколько групп, включая ВМС США с двигателем "SCRAM" 1968-1974 гг, Боинг с аппаратом X-43 программа "Hyper-X" утверждают об удачном выполнении полетов с использованием ГПВРД.

Окончательный вариант дизайна гиперзвукого ПВРД скорее всего будет гибридным двигателем с расширенным диапазоном рабочих скоростей:

· двухрежимный СПВРД/ГПВРД, с возможностью дозвукового и сверхзвукового сгорания ("СГД");

· ГПВРД, используемый в дополнение к ракетному двигателю с возможностью добавления в воздухосборник дополнительного окислителя (ГРД).

ГРД должны иметь гораздо большие диапазоны, допустимых динамического давления и скорости.

4. Преимущества и недостатки ГПВРД

Специальное охлаждение и материалы

В отличие от обычной ракеты, которая быстро и практически вертикально пролетает через атмосферу, или самолёта, который летает на гораздо меньшей скорости, гиперзвуковой аппарат должен следовать траектории, которая обеспечивает режим работы ГПВРД, оставаясь в атмосфере при гиперзвуковой скорости. Аппарат с ГПВРД имеет в лучшем случае, посредственное отношение тяги к весу аппарата, поэтому его ускорение мало по сравнению с ракетами-носителями. Таким образом, время, проводимое в атмосфере такой космической системой, должно быть значительным и составлять от 15 до 30 мин. По аналогии с теплозащитой для аэродинамического торможения Спейс Шаттла при входе в атмосферу, теплозащита такой системы должна быть также значительной. Общее время аппарата в атмосфере при гиперзвуковых скоростях является более продолжительным по сравнению с одноразовой возвращаемой капсулой, но менее продолжительным по сравнению с космическим челноком.

Новые материалы предлагают хорошее охлаждение и теплозащиту при высоких температурах, но, как правило, относятся к абляционным материалам, которые постепенно теряются при использовании, унося с собой тепло. Таким образом, исследования в основном фокусируются на активном охлаждении корпуса, в которых хладагент принудительно циркулирует в "теплонапряжённых" частях корпуса, отводя повышенную температуру от корпуса и предотвращая его разрушение. Как правило, в качестве теплоносителя предлагается использовать топливо, во многом аналогично тому, как в современных ракетных двигателях используют топливо или окислитель при охлаждении сопла и камеры сгорания (КС). Добавление любой сложной охлаждающей системы приводит к увеличению веса и снижению эффективности системы в целом. Таким образом, необходимость активной системы охлаждения является сдерживающим фактором, снижающим эффективность и перспективность применения ГПВРД.

Вес двигателя и эффективность

Производительность космической системы в основном связана с её стартовым весом. Как правило, аппарат проектируется с целью максимизировать радиус действия (), высоту орбиты () или долю массы полезной нагрузки () с использованием конкретного двигателя и топлива. Это приводит к компромиссам между эффективностью двигателя, то есть массой топлива, и сложностью двигателя, то есть его сухой массой, что может быть выражено следующим образом:

,

где

- доля массы без топлива, которая имеет в своём составе всю конструкцию, включая топливные баки и двигатели;

- доля массы топлива и окислителя, если последний используется, также масса тех материалов, которые будут расходованы в ходе полета и предназначены исключительно для осуществления этого полёта;