Турбореактивная модель самолета фирмы «Де Хэвиленд» «Комета-4» была тогда еще инновационным, а следовательно, рисковым проектом. Во всяком случае, рискованно было ставить на него в массовых перевозках. Вслед за «Вискаунтом» ильюшинское ОКБ сделало его удачный советский аналог Ил-18, который около двадцати лет, начиная с 1957 г., был «рабочей лошадью» Аэрофлота. Именно на этом самолете пассажирские перевозки в СССР стали массовыми. Ил-18 задумывался сразу после создания первого послевоенного советского пассажирского самолета Ил-14, оснащенного двумя поршневыми двигателями серии АШ-82Т. Первоначально четырехмоторный самолет Ил-18 планировалось оснастить тоже поршневыми швецовскими моторами АШ-73ТК, уже стоявшими на бомбардировщике Ту-4. И это был бы вполне реальный проект. Но время поршневых моторов заканчивалось и нужно было переходить на газотурбинную технику.
Было золотое время 1960-х! Автор этих строк помнит, как в 1962 г., когда в Москве был только один аэропорт Внуково и не было, разумеется, никаких террористов или автомобильных пробок, безмятежно, можно сказать по-аристократически, выполнялась процедура полета. Регистрация билетов не спеша осуществлялась в «Гранд-отеле» (ныне давно снесенном), примыкавшем к гостинице «Москва» на Театральной плошади напротив Музея Ленина. Здесь же подавался автобус, который подвозил пассажиров прямо к трапу самолета во Внуково. VIP, да и только! Вскоре в связи с бурным ростом авиаперевозок в середине 1960-х гг. построили и новый аэропорт Домодедово,
Так на двигатель для новых многообещающих самолетов «Москва» (позднее Ил-18) и «Украина» (позднее Ан-10) был объявлен конкурс, в котором приняли участие Запорожское ОКБ А. И. Ивченко и Самарское ОКБ Н. Д. Кузнецова.
Первый «кузнецовский» двигатель ТВ-2 позже неявно считался как бы НК-2, а дальнейшие порядковые четные индексы отсчитывались от этого первого образца (НК-4, НК-6, НК-8). Несмотря на «однородность» индексов, это были совершенно разные двигатели: НК-4 — турбовинтовой, НК-6 — мощный двухконтурный с форсажной камерой в наружном контуре для сверхзвукового разведчика-бомбардировщика Ту-22, а НК-8 — двухконтурный средней мощности для дозвуковых магистральных самолетов Ту-154 и Ил-62. По «немецкой» традиции существенно более мощный двигатель на базе ТВ-2 получил «прибавку» +10 в индексе и стал известен как НК-12, хотя исторически он появился раньше, чем тот же НК-8. Позже для удобства определения привязки двигателя к самолету использовался индекс самолета (НК-22 для Ту-22, НК-86 для Ил-86). Аналогично истории получения индекса НК-12 прибавкой «десятки» к НК-2 более мощный двигатель для Ту-160 на базе НК-22 получил индекс НК-32.
Итак, на конкурс Ил-18 и Ан-10 представляются проекты турбовинтового НК-4 и первого запорожского газотурбинного двигателя (но уже с амбициозными инициалами главного конструктора) АИ-20 в классе мощности 3000 л.с., т. е. ниже, чем у последних поршневых моторов АШ-2К и ВД-4К. Последующая модификация АИ-20М как раз сравнялась по мощности с «поршневиками» — 4000 л.с., но в отличие от последних весила в два раза меньше. Проект АИ-20, а затем и его реализация в газотурбинной части представлял собой, по сути, еще все ту же немецкую разработку БМВ 109–003. Да и как иначе? ОКБ А. Г. Ивченко не имело никакого опыта создания газотурбинных двигателей, чтобы за два года спроектировать и предъявить на госиспытания новый двигатель. Особенно это касается малонагруженного осевого 10-ступенчатого компрессора и камеры сгорания. Хотя по сравнению с «Дартом» АИ-20 был неплох. Отсюда и «консервативность» проекта по уровню параметров (степень сжатия 7,6 и температура газа перед турбиной 900 °C, позволяющая ее сделать неохлаждаемой): основной вклад в экономичность силовой установки должен был внести высокоэффективный движитель, т. е. винт с его высоким кпд преобразования работы цикла в тяговую работу, а не газотурбинный двигатель, преобразующий теплоту сгорания топлива в работу термодинамического цикла
Отдельно надо сказать несколько слов о камере сгорания. Главными проблемами создания эффективной камеры сгорания всегда стесненного в размерах авиационного ГТД являются:
• Малая скорость распространения пламени (10 м/с) из-за низкого коэффициента теплопроводности газа (передача тепла идет с помощью молекулярных столкновений по закону Фурье, а газ имеет невысокую плотность, т. е. малое количество молекул в объеме).
• Сильная или, как принято говорить, экспоненциальная (закон Аррениуса) зависимость скорости химических реакций горения от температуры рабочего тела.
Отсюда организация устойчивого горения и, что не менее важно, розжига камеры сгорания, особенно при отрицательных температурах зимой или на высоте определяет габариты камеры сгорания (поперечный и продольный) и схему организации горения. Малая скорость распространения пламени (10 м/с) входит в противоречие с большой скоростью потока в основных узлах двигателя (в среднем 300 м/с), которая только и позволяет иметь минимальный «лоб» авиационного двигателя. Если ориентироваться на ламинарную скорость горения, то никакого малогабаритного авиационного двигателя не получится, а получится прямоточный котел, как на ТЭЦ, величиной с дом. Минимально допустимая скорость по тракту двигателя составляет 100 м/с (в десять раз выше скорости горения) и даже в этом случае, если посмотреть, то наиболее габаритные места в двигателе расположены как раз в районе камеры сгорания (что основной, что форсажной), где и реализуется этот «пониженный» уровень скорости. Дальнейшее снижение скорости потока до требуемого для устойчивого горения уровня 10 м/с (там, где скорость потока должна быть равна скорости распространения пламени) обеспечивается только в локальной зоне (собственно в зоне горения) созданием обратных токов с помощью, например, постановки плохо обтекаемого тела с поперечным вихреобразованием или организацией осевого вихря с помощью специального завихрительного устройства. Так в ядре вихря создается полный спектр осевых скоростей: от отрицательных значений в ядре вихря (обратный ток) с переходом через ноль до 100 м/с, включая и желаемые для нас 10 м/с, на периферии вихря.
Продольный габарит камеры сгорания определяется низкой скоростью горения при отрицательных температурах окружающего воздуха. Для того чтобы процесс горения завершился в пределах геометрических размеров камеры сгорания, необходимо время. А в движущемся газе, да еще со скоростью 100 м/с, соответственно длина, равная произведению скорости потока на время реакции. Если посмотреть на двигатель, например, ВК-1, то мы увидим, что камера сгорания имеет внушительные размеры в сравнении с компрессором, которые как раз и определяются вышеизложенными соображениями.
(adsbygoogle = window.adsbygoogle || []).push({});