В.В.Ростопчин, С.С.Румянцев ООО "Техкомтех", 21 декабря 2002 года

Силовая установка (СУ) играет значительную роль в том, какой технический облик будет иметь летательный аппарат, на который она устанавливается. Именно благодаря прогрессу в развитии авиационного двигателестроения мы сегодня видим авиацию такой, какая она есть. Силовая установка ЛА не просто источник силы, обеспечивающий достижение летательным аппаратом требуемых уровней кинетической энергии. Это еще и источник энергии, обеспечивающий деятельность всех систем и ЛА в целом, как функциональной составляющей авиационного комплекса.

В данной статье авторы не преследуют цель дать конкретные рекомендации по выбору типа СУ и ее технического облика. Наоборот, задачей статьи, по мнению авторов, является демонстрация того, что к выбору СУ для пилотируемого ЛА вообще и ДУАС в частности необходимо подходить не столько с позиций достигнутого уровня технологии и параметров рабочего процесса СУ, сколько с позиции оценки полноты обеспечения тактико-технических требований к ЛА и реализации его новых возможностей.

Поскольку ДУАС (дистанционно управляемые авиационные системы) являются беспилотными аналогами соответствующих пилотируемых ЛА, то общие принципы подбора СУ для ЛА оказываются вполне пригодными.

На ранних этапах развития реактивной авиации от СУ требовалось 'не очень много': иметь малую массу, обеспечить сверхзвуковой полет и иметь низкие значения удельного расхода топлива. В значительной степени такая умеренность в требованиях определялась идеологией развития боевой авиации того времени (50-е годы ХХ века): выше, быстрее и дальше всех. Для ВВС, имеющих на вооружении поршневую технику, это было более чем оправдано - по боевой эффективности реактивный истребитель существенно превосходил поршневой. А для ВРД (воздушно-реактивных двигателей) в то время основной проблемой была низкая, по сравнению с поршневыми двигателями, надежность и малый ресурс.

По мере накопления опыта создания и эксплуатации реактивной техники, становилось очевидным, что маневренный воздушный бой на малых дистанциях в пределах визуального контакта, маловысотный полет, атака одиночных наземных подвижных и неподвижных целей имеют право на жизнь наравне с перехватами скоростных воздушных целей, воздушным боем на средних и дальних дистанциях и другими подобными задачами. Опыт ведения боевых действий после окончания Второй мировой войны показал, что мобильность и способность авиационных частей к длительному ведению автономных боевых действий вне основной базы оказывают не менее существенное влияние на успех в реализации военного замысла, чем характеристики ЛА. Стремление расширить круг боевых задач, решаемых боевыми самолетами, привело к формированию обширного перечня требований (часто взаимоисключающих), которым должна удовлетворять СУ боевого ЛА. А это привело к тому, что потребовалось ограничение многофункциональности самолета, в том числе и по возможностям ВРД (создание ВРД одинаково экономичного во всем диапазоне скоростей полета самолета даже сегодня очень сложная задача - ВРД изменяемого рабочего процесса так и не смогли оправдать всех надежд). В 60-х годах начали появляться ЛА, оснащенные СУ с управлением вектором тяги, способные взлетать и садиться вертикально с неподготовленных (в обычном понимании) и ограниченных по размеру площадок. С этого времени идет непрекращающийся спор, какая должна быть СУ - с управлением вектором тяги или без него, должен обеспечиваться вертикальный взлет или нет и т.д. Следует отметить, что ни у кого не возникает и тени сомнения в том, что параметры рабочего процесса ВРД (например, температуру газов на выходе из основной камеры сгорания, степень сжатия в компрессоре и т.п.) следует повышать. Это связано с тем, что влияние уровня параметров рабочего процесса на ТТХ (тактико-технические характеристики) боевого ЛА не так спорно, как возможность реализации некоторых тактических свойств: например, взлет с малоразмерной площадки в лесу, палубы сухогруза или посадка в тумане.

Изначально, самым простым техническим решением считалось создание двухвекторной силовой установки путем добавления подьемных двигателей к маршевому ВРД, уже имеющемуся на самолете. Они и должны были обеспечивать вертикальную силу тяги. Одним из представителей такого ЛА был французский самолет Бальзак, созданный на базе самолета Мираж III (Рис.1)(Авторы не преследуют цель придерживаться строгой хронологии создания СВВП, так как с технической точки зрения это не столь важно). Он имел один маршевый и восемь подъемных двигателей. Противоположностью был советский самолет вертикального взлета и посадки Як-36, оснащенный одновекторной силовой установкой из двух ТРД с поворотными соплами в районе центра масс самолета (Рис.2). Возникает вопрос, какой тип силовой установки с управляемым вектором лучше: одновекторная или двухвекторная. Ответ на этот вопрос дает анализ изменения коэффициента использования тяги вдоль криволинейной траектории по углу (для двухвекторной СУ это угол отклонения результирующего вектора, а для составной - угол отклонения вектора тяги подъемно-маршевого двигателя). Коэффициент использования тяги представляет собой отношение суммы тяг, действующих в каждой точке траектории к результирующей тяге. Для двухвекторной СУ этот коэффициент будет иметь вид (Рис.3):

Как очевидно, для двухвекторной СУ значение этого коэффициента не зависит от соотношения тяг подъемного маршевого двигателей. Исходя из этого, двухвекторная СУ должна развивать тягу в 1,41 раза больше, чем это необходимо. И, следовательно, при прочих равных условиях она будет в k 1,41 раза тяжелее, чем одновекторная (k - коэффициент пропорциональности зависимости массы от тяги, k>1,5). Для составной СУ, с учетом соотношения тяг между подъемным и подъемно-маршевым двигателями, коэффициент использования тяги будет иметь вид:

где: Сх=F1/F2 - соотношение тяг (компоновочный коэффициент) при φ=90. Следует иметь ввиду, что тяга подъемного двигателя (F2) по криволинейной траектории движения ЛА в вертикальной плоскости из условий балансировки самолета меняется пропоционально sinφ. Как видно из графиков (Рис.3) по коэффициенту использования тяги составная СУ значительно лучше двухвекторной, причем увеличение Сх уменьшает избыточность СУ по тяге.

Однако, со значений Сх³0,5 начинают проявляться проблемы с размещением СУ в планере самолета (подъемно-маршевый двигатель - F1, смещается к центру масс ЛА). В значительной степени это связано с тем, что габариты СУ, обеспечивающей вертикальный взлет и посадку, получаются весьма внушительными, а компоновочная схема планера обычно выбирается как для СОВП (самолета обычного взлета и посадки). Например, относительный объем СУ перспективного самолета JSF фирмы Боинг Х-32 составляет почти 45%. Иными словами, около половины располагаемого внутреннего объема фюзеляжа и крыла занято двигателем и его системами (В данном случае объемы необходимые для размещения топлива и воздухозаборника не учитываются). (Рис.4). Выбор типа устройства, выполняющего функции подъемного двигателя, также может оказать существенное влияние на судьбу ЛА.

Недостаточное внимание на этапе предэскизного проектирования на фирме Боинг вопросам системной оценки СУ привело к тому, что проект фирмы Локхид Мартин Х-35 (Рис.5) оказался по многим параметрам предпочтительнее. Даже по внешнему виду Х-32 уже можно судить о тех трудностях, с которыми пришлось столкнуться разработчикам.

То, что СВВП как ЛА всегда в целом будет 'хуже' СОВП сегодня не новость. За возможность взлетать вертикально надо платить. Действительно, если сравнивать СОВП и СВВП по одному и тому же комплексу решаемых боевых задач, то область значений Ск при которых относительная масса СВВП ненамного будет превышать массу аналогичного по назначению СОВП (Рис.6) лежит в пределах 0,5:1,5. Вне этой области проблемы интеграции СУ в планер СВВП становятся преобладающими и заставляют расплачиваться за возможность вертикального взлета и посадки все большим числом 'потерянных' ТТХ самолета. В конечном итоге полезная нагрузка или боевой радиус уменьшаются до таких величин, что они ставят под сомнение целесообразность постройки такого самолета. Сами по себе вертикальный взлет и посадка, за исключением отдельных случаев, практически не позволяют расширить возможности боевого летательного аппарата. Как правило, СВВП является самолетом с худшей маневренностью (удельная нагрузка на крыло выше, режимы сверхманевренности реализовать невозможно из-за схемы и конструктивных особенностей СУ и т.п.), с усеченным диапазоном скоростей полета и недостаточным боевым радиусом. Первые СВВП (Як-36, -36М, Харриер и др.) имели более чем скромные ТТХ. Например, боевой радиус СВВП Як-38 в реальных боевых условиях не превышал 150 км. Достижение достаточного уровня ТТХ (и, в частности, увеличение максимальной скорости на уровне моря до 850-900 км/ч) для Харриера потребовало почти двух десятилетий напряженного труда, но сверхзвуковой скорости достигнуто не было. Учет компоновочных проблем: переход к схеме 'утка', изменение схемы ГТД и добавление форсажной камеры за газовой турбиной потребовали таких материальных затрат, что от этих идей пришлось просто отказаться.

Использование СВВП с малоразмерных площадок вблизи линии боевого соприкосновения войск сопровождается сильными демаскирующими признаками (тепловые аномалии, акустические шумы, пылевые облака в месте взлета (посадки) и т.п.) и значительными материальными затратами (площадка все же требует предварительной подготовки, необходимо внушительное боевое охранение и перемещение с собой набора мобильных средств АТО и боекомплекта, средств связи и т.п.). Это приводит к тому, что приращение суммарного эффекта от боевого применения СВВП становится ничтожным. Эпизодические случаи посадок СВВП в условиях плохой видимости на ограниченные площадки (в боевых действиях на Фолклендах были случаи посадки одиночных самолетов на сухогрузы в условиях тумана) кардинального влияния на ход боевых действий не оказывают.

Главной причиной, препятствующей созданию СВВП с ТТХ как у СОВП, является существенно больший объем силовой установки. Снижению объема СУ для СВВП препятствуют и ограничения по применению форсажа в условиях вертикального взлета. Если снижать массу СУ за счет применения легких металлов и композиционных материалов еще как-то удается, то проблему уменьшения объема СУ СВВП в ближайшем обозримом будущем решить не удастся. Некоторым выходом из такого положения является снижение размерности СУ за счет реализации короткого взлета и вертикальной посадки. В этом случае возможно применение форсажных режимов на взлете и вертикальная посадка на бесфорсажных режимах. Общие ТТХ такого самолета достаточно близки к ТТХ СОВП. Но реализация специфических режимов полета при боевом применении: полеты на больших углах атаки (тангажа), сверхманевренность, высокие угловые скорости вращения самолета относительно центра масс в диапазоне углов тангажа 0-360° и т.п., таким самолетам недоступна в принципе.

Вертикальный взлет станет неотъемлемым атрибутом СУ самолета, прежде всего, тогда, когда станет возможным уменьшение объемов элементов ВРД: осевого компрессора, форсажных камер и воздуховодов и т.д. Без решения проблемы больших объемов СВВП всегда будет хуже аналогичного по задачам СОВП. Сам по себе вертикальный взлет особых преимуществ, за исключением впечатляющего зрелища, никогда не давал и не будет давать в будущем. Особенно при ведении боевых действий. С этим надо согласиться.