Настоящая работа преследует целью описать технически возможные решения на уровне общих схем, пассажирских самолётов и их силовых установок, которые были неоптимальными в условиях, когда создавали Боинг-737 и А-300, но вполне могут оказаться оптимальными при создании новых самолётов в иных условиях.
1. Какие схемы пассажирского самолёта и его силовой установки здесь названы классическими.
Введём два определения.
1.1. Определение 1. Классической схемой пассажирского самолётом (далее «классика») назовём общую схему околозвукового пассажирского самолёта, удовлетворяющую следующим условиям:
1.1.1. Число фюзеляжей - 1;
1.1.2. Поперечное сечения фюзеляжа в цилиндрической части - круглое или близкое к круглому (отношение ширины фюзеляжа к его высоте в пределах 0,87-1,15);
1.1.3. Крыло умеренной стреловидности;
1.1.4. Положение крыла относительно фюзеляжа - низкоплан;
1.1.5. Оперение – однокилевое, палубной схемы;
1.1.6. Число основных двигателей – 2;
1.1.7. Основные двигатели однотипны;
1.1.8. Размещение основных двигателей - в вынесенных в поток гондолах;
1.1.9. Размещение гондол основных двигателей - подвешены под крылом на пилонах;
1.1.10. Шасси - трехколёсное, стойки основных опор прикреплены к крылу, тележки убираются частично в наплывы крыла, частично – в фюзеляж.
1.2. Определение 2. Двигателем классической схемы (далее ДКС) – будем называть далее двухконтурный турбореактивный двигатель (ДТРД), у которого:
1.2.1. Степень двухконтурности – больше 4;
1.2.2. Число валов, на которых посажены ступени компрессора и приводящих их турбин –2 или 3;
1.2.3. Компоновка валов п. 1.2.2 - коаксиальная;
1.2.4. Привод вентилятора и/или компрессора низкого давления (КНД) может быть, как прямым, так и редукторным;
1.2.5. Воздухозаборник – общий для обоих контуров, лобовой, нерегулируемый;
1.2.6. Сопла – нерегулируемые, возможны, как раздельные, так и общие для внешнего и внутреннего контуров;
1.2.7. Реверс - решётчатый.
Важное замечание. Все технические решения перечисленные выше в пунктах 1.1 п 1.2 есть компромиссы между многими, подчас, взаимно противоречивыми требованиями. Нет оснований сомневаться, что, в условиях, имевших место на момент создания родоначальников классики - Боинга-737 и А-300, для Боинга и Эрбаса эти решения были близки к оптимальным. Вместе с тем, представляется очевидным, что проверка оптимальности этих решений для иных условий будет отнюдь не лишней, особенно когда самолёт создаётся заново. Особенно, если специально для нового пассажирского самолёта создают ещё и новый двигатель, как это часто делалось у нас в России и никогда – на Западе. Собственно говоря, всё, что предлагает автор тем, кто создаёт новый пассажирский самолёт, это - не молиться на «классику», а объективно оценить все её достоинства и недостатки всех технически возможных схем, в тех конкретных условиях, которые имеют место там, где создают этот новый самолёт, а не в тех, которые были у «чужого дяди» лет 50-60 тому назад.
2. Немного «лирики».
Искусство и ремесло есть два основных компонента любого творческого процесса, будь то создание сценического образа или нового пассажирского самолёта. О театре и кино я умолчу, но насчёт ремесла создавать новые пассажирские самолёты вынужден с прискорбием констатировать, что за последние 50-60 лет оно изрядно деградировало, как в России, так и на Западе. Возьмём, например, сроки создания. Ил-18 и Боинг-747 отправились в первый вылет менее, чем через год после официального начала проектирования, а в близкие к нам времена с RRJ-Superjet´ом и Боингом-787 современные «творцы крылатых машин» колупались в пять – семь раз дольше.
Как же так? Ведь судя по телерепортажам о посещении высоким начальством самолётостроительных КБ, всё должно быть с точностью до наоборот. Все мы не раз видели, как компьютерная сеть, получив задание на проектирование детали или узла, выполняет расчёты, делает электронные чертежи и технологические карты, и предаёт всё это в виде электронных файлов на 3D-принтеры и/или на многокоординатные станки с числовым программным управлением на выходе которых получали готовую деталь. Колоссальная экономия времени по сравнению Ил-18 и Боинг-747, узлы и детали для опытных образцов которых делали на универсальных станках по сделанным вручную рабочим чертежам и технологическим картам, а все необходимые для того расчёты выполняли на логарифмических линейках, не так ли? Ан нет! На практике затраты времени на создание нового самолёта многократно возросли.
Объяснению этого феномена предпошлём важное замечание. Чёткой грани между искусством и ремеслом нет и быть не может. Приведу пример. Для инженера рассчитать на заданный запас прочности какую-нибудь балку сложной формы - ремесло. Спроектировать её «на глазок», так, чтобы запас прочности был бы не велик, не мал, а точно впору, для простых смертных – искусство. Но для великого русского кораблестроителя П.А. Титова это была повседневная рутина, т.е. часть его ремесла. Самый факт существования в русском языке словосочетания «искусный ремесленник» доказывает, что:
а) ремесленники могут быть, как более, так и менее искусными;
б) в любой ремесленной работе, даже самой неквалифицированной, есть место для искусства, пусть крохотное, но есть. В книге «Мои воспоминания» великого русского инженера А.Н. Крылова, из которой я и многие другие узнали о П.А. Титове, рассказано о научном открытии, сделанном… английским битюгом, который таскал баржи по каналу. Заметили, что в конце своего участка пути он был так же свеж, как и в начале, в то время как все другие лошади обливались потом. Изучение этого феномена учёными привело к открытию того, что они назвали «эффектом спутной волны». Как назвал этот эффект его четырёхногий первооткрыватель нам неведомо, но то, что он смог использовать этот эффект себе на пользу, есть «медицинский факт». Но если даже конь иногда способен творчески подойти к самой, что ни есть рутинной работе, то уж человек – тем более.
Новейшие технологии, которые демонстрируют высокому начальству при его визитах в КБ, в теории действительно позволяли значительно сократить сроки создания новых самолётов. Причём для этого в искусстве не было нужды, хватило бы и одного ремесла проектировать самолёты. Но и им «творцы» RRJ-Superjet´а и Боинга-787 владели несравненно хуже, чем те, кто создавали Ил-18 и Боинг-747. Сроки проектирования –тому доказательство.
3. О деградации, не только ремесла, но и искусства создавать новые пассажирские самолёты, причём не только у нас, но и во всём мире.
Проявления инженерного искусства, простите за банальность, многогранны. В свете нашего повествования наиболее важными представляются четыре его компонента. Конкретно:
3.1.1. Способность находить компромиссы между противоречивыми требованиями, предъявляемыми к создаваемому пассажирскому самолёту оптимальные в данное время в данном месте. В свете этой работы уместно вспомнить, что противоречия обыкновенно случаются на границах «научных вотчин» узких спецов, где обыкновенно, и находят наиболее эффективные, или, как их ещё называют, прорывные решения;
3.1.2. Способность критически анализировать, как все известные ему, так и иные технически возможные компромиссные решения на предмет поиска оптимума;
3.1.3. Способность непрерывно и эффективно контролировать качество критериев оптимальности принимаемых им решений, с тем, чтобы они максимально соответствовали действительным условиям, в которых решается данная задача, а не тем, в которых похожую задачу решал «чужой дядя»;
3.1.4. Способность и готовность учитывать - «тебестоимость», т.е. то, во что найденные тобой улучшения в твоей части работы обойдутся твоим коллегам, работающим в соседней комнате, всему КБ или стране в целом. Термин, был придуман О.К. Антоновым, как шутка в теоретической полемике, но на практике имеет глубочайший смысл.
3.2. Конкретный пример деградации, как искусства, так и ремесла создавать пассажирские самолёты.
Сопоставим результаты трудов праведных современных «творцов крылатых машин» и их коллег, трудившихся 50-60 лет тому назад, для чего воспользуемся данными, приведёнными в таблице 2-1.
Таблица 2-1.
Очевидно, что, если бы, да кабы, да разработчики Superjet´а-100 владели бы ремеслом создавать новые пассажирские самолёты на уровне их коллег, полвека с лишком тому назад сотворивших БАК1-11-500, им не составило бы труда далеко превзойти «древнего англичанина» по уровню весового совершенства, за счёт одного лишь ремесла, отправив отдыхать искусство. В самом деле:
3.2.1. Superjetсоздавали спустя более полувека после БАК1-11-500, на несравненно более совершенной производственно-технологической базе, чем БАК1-11-500, с широким применением новейших сверхпрочных материалов и гораздо более современных, а значит, и более лёгких электроники, электрики, гидравлики и прочих комплектующих.
3.2.2. Крыло БАК1-11-500 по площади на 24% больше крыла Superjet´а, следовательно, при прочих равных условиях, уже в первом приближении должно быть примерно на столько же его тяжелее. Но условия, как раз и не были равны, поскольку у «творцов» Superjet´а были новые профили, применение которых позволяло дополнительно облегчить конструкцию крыла.
3.2.3. Двигатели, размещённые под крылом Superjet´а, в полёте своим весом разгружают конструкцию крыла, что должно привести к дальнейшему снижению его массы по сравнению с массой крыла БАК1-11-500.
3.2.4. Двигатели, размещённые на корме фюзеляжа БАК1-11-500 своим весом дополнительно сильно нагружают его хвостовую часть и центроплан (см. п. 6.2.2.), что должно привести к увеличению массы его фюзеляжа по сравнению с массой фюзеляжа Superjet´а.
3.2.5. Прочность Superjet´а рассчитывали на суперкомпьютерах, в то время как прочность БАК1-11-500, в основном, на логарифмических линейках. Убогие (по современным меркам) «вычислительные мощности», которыми располагали разработчики БАК1-11 сильно ограничивали им возможность уменьшения массы конструкции за счёт применения сложных по форме монолитных деталей, из-за практической невозможности надёжно рассчитать их прочность. Не менее убогая (по современным меркам) производственно-технологическая база, на которой строили серийные БАК1-11-500 сильно ограничивала возможности снижения веса за счёт применения крупных монолитных деталей сложной формы.
3.2.6. В массу пустого снаряжённого БАК1-11-500 входят массы экипажа с личными вещами, питания и напитков для пассажиров, подносов, посуды и столовых приборов, воды для умывания и мытья рук, жидкости для смыва туалетов, а также масса съёмного аварийно-спасательного оборудования. Все эти массы (по самым скромным прикидкам более 15 кг на кресло в салоне) не входят в состав массы пустого Superjet´а.
3.2.7. То, что во время создания БАК1-11 было искусством, на момент начала работы над Superjet´ом давно уже стало ремеслом, поскольку было описано в многочисленных источниках, а если каких-то сведений и не хватало, то они легко могли быть получены изучением конструкции сохранившихся экземпляров БАК1-11.
3.3. Факты, изложенные в таблице 2-1 и в пунктах 2.3.1-2.3.7 позволяют сделать выводы, что:
3.3.1. Разработчики БАК1-11 владели ремеслом создавать новые пассажирские самолёты, доступным им в то время, несравненно лучше, чем «творцы» Superjet´а владели доступным им ремеслом;
3.3.2. На уровне выбора общей схемы не усматривается никаких проявлений искусства делать новые самолёты, в частности искусства учесть особенности условий, в которых создавался этот самолёт, главное из которых заключается в том, что одновременно с самолётом специально для него создавался двигатель.
3.3.3. Представляется очевидным, что, при выборе основных решений, определивших облик Superjet´а, их «тебестоимость» просто игнорировалась.
4. Основные альтернативы «классике» на уровне общих схем самолёта
4.1 V-образное оперение.
Идея не нова (см. ниже рисунок 4-1), в профессиональной среде давно знают её потенциальные преимущества, но «ходят вокруг неё кругами, как коты вокруг горячей сковородки с поджаркой». Проблема в том, что никто не хочет рисковать натолкнуться на тот или иной «подводный камень». Особенно заманчиво эта идея выглядит в комбинации с так называемыми «плоскими» двигателями (см. раздел 6), установленными внутри V-образного оперения или центрального участка крыла двухфюзеляжного самолёта на самолёте, общий вид которого представлен на рис. 4-2. В обоих случаях аэродинамическое сопротивление силовой установки близко к нулю.
4.2. Отсос пограничного слоя с хвостовой части фюзеляжа, как способ уменьшения аэродинамического сопротивления.
Тоже отнюдь не новая идея. На рисунке 4-1 представлен проект самолёта, разработанный Эрнстом Хейнкелем (1888-1958г.), в котором использованы обе эти идеи.
Пограничный слой, заторможенный из-за трения о фюзеляж, попадал внутрь хвостовой части фюзеляжа через видную на рисунке кольцевую щель. Последняя представляла собой вход эжектора, в котором попавший в эту щель поток, заторможенный из-за трения о фюзеляж, разгонялся за счёт всасывания в выхлопные струи двигателей, установленных в хвостовой части фюзеляжа. Как видно на рисунке, на Не-211 также предлагалось применить и V-образное оперение.
4.2 Двухфюзеляжный самолёт.
Общий вид двухфюзеляжного самолёта, выполненного на базе узлов и агрегатов серийно выпускавшегося самолёта MD-82 представлена на рисунке 4-2.
Цифрами обозначены: 1 и 2 –левая и правая консоли крыла от MD-82; 3 и 4 –фюзеляжи от MD-82, с левого убран путевой радиолокатор, с правого – остекление и всё оборудование кабины пилотов; 5 и 6 – оперения от MD-82; 7 – путевой радиолокатор; 8 и 9 – передние опоры шасси; 10 - центральный участок крыла; 11- маршевые двигатели; 12 – основные опоры шасси.
Основные результата расчёта самолёта рисунок 4-2 представлены в таблице 4-1, в которой для сравнения приведены также данные А300.
Таблица 4-1
Заметное превосходство самолёта с двумя узкими фюзеляжами над самолётом с одним широким фюзеляжем обусловлено следующими вполне очевидными причинами:
4.2.1. Два фюзеляжа, разнесённые по размаху крыла в полёте своим весом частично разгружают крыло, что позволяет уменьшить его массу, в то время как единственный фюзеляж «классики», размещённый на оси симметрии нагружает крыло, что приводит к увеличению его массы.
4.2.2. По мере роста диаметра фюзеляжа, его масса возрастает пропорционально квадрату суммы числа мест в одном ряду и числа проходов между ними, в то время как вместимость возрастает пропорционально первой степени этой суммы. В результате самолёт с двумя узкими фюзеляжами на пять кресел в ряд при одном проходе оказываются намного легче самолёта с фюзеляжем на девять кресел в ряд при двух проходах.
4.2.3. Компоновка двигателей в комле крыла позволяет не только снизить до нуля аэродинамическое сопротивление гондол и пилонов, но и уменьшить сопротивление интерференции крыла с фюзеляжем;
4.3.4. Благодаря значительно меньшей массе и лучшей аэродинамике, расход топлива у самолёта по схеме рисунок 4-2 значительно меньше, чем у широкофюзеляжного самолёта равной вместимость, несмотря на применение на последнем заметно более экономичных двигателей.
Подробное изложение расчётов двухфюзеляжного самолёта на базе MD-82 можно найти, перейдя по ссылке:
https://dzen.ru/a/YjyqjJEuJBB3zZjf.
4.4. Альтернативные круглые в поперечном сечении фюзеляжи.
4.4.1. Альтернативный фюзеляж с близким к круглому поперечному сечению в цилиндрической части.
Стенка фюзеляжа современного пассажирского самолёта (см. рисунок 4-3а) состоит из трёх слоёв: герметичной внешней оболочки, негерметичной внутренней и слоя теплозвукоизоляции, с размещёнными внутри него лонжеронами, шпангоутами и стрингерами. Рассмотрим альтернативный ему фюзеляж рисунок 4-3б) такого же размера, но с герметичной внутренней оболочкой и негерметичной – внешней.
Рисунок 4-4.
Цветами обозначены: зелёные линии – герметичная оболочка, красные линии - внутренние подкрепления, воспринимающие изгибные напряжения в герметичной оболочке, тонкие синие линии – внешняя негерметичная оболочка и зализы.
Результаты расчётов представлены в таблице 4-2.
Таблица 4-2
Из них следует наличие у сотового фюзеляжа есть ряд серьёзных преимуществ перед широким фюзеляжем «классики». А именно:
4.4.1. Меньшая, нежели у «классики», удельная (в расчёте на одно место в салоне) масса фюзеляжа.
При прочих равных условиях герметичная оболочка сотового фюзеляжа вместе с подкреплениями заметно легче, чем у классики (строка 11 в таблице 4-1). Расчёты массы силовых наборов сотовых фюзеляжей не производились из-за их громоздкости, однако, представляется очевидным, что при одинаковом числе мест в самолёте и запасах прочности, продольные силовые наборы сотовых фюзеляжей должны быть заметно легче силовых наборов фюзеляжей «классики». Во-первых, потому, что сотовые фюзеляжи короче (строка 5 в таблице 4-2). Во-вторых, потому, что внутренние подкрепления увеличивает жёсткость фюзеляжа, воспринимая продольную и поперечную нагрузки на фюзеляж подобно лонжеронам, что позволяет уменьшить их количество, а, значит, и их массу.
4.4.2. Лучшая аэродинамика сотовых фюзеляжей по сравнению с круглыми фюзеляжами «классики», обусловленная следующими факторами:
4.4.2.1. При равной вместимости в расчёте на одно кресло в поперечном ряду смоченный периметр сотового фюзеляжа заметно меньше, чем у круглого (см. таблицу 4-2 п. 13). Меньше также и его длина. Как следствие, значительно меньше внешняя поверхность фюзеляжа, находящаяся в потоке, а, значит меньше и составляющая сопротивления, обусловленная трением набегающего потока о внешнюю поверхность фюзеляжа.
4.4.2.2. Из таблицы 4.2. следует также, что площадь лобового сечения сотовых фюзеляжей в расчёте на одно кресло в поперечном ряду, меньше, чем площадь лобового сечения круглых фюзеляжей «классики».
4.4.2.3. Лучшие несущие свойства сотового фюзеляжа по сравнению с круглым в поперечном сечении, что позволяет несколько уменьшить площадь той части крыла, которая находится в потоке.
5. Альтернативные схемы двигателей и силовых установок.
Преимущества рассмотренных здесь альтернативных схем есть следствия из закона квадрата-куба. Поскольку результаты инженерно-экономического анализа технической политики РФ в области авиационного двигателестроения показывают, что её творцы относятся к этому закону без должного уважения, представляется целесообразным, напомнить здесь о нём.
5.1. Закон квадрата-куба, применительно к случаю ГТД и отдельных их частей.
В общем виде закон квадрата-куба гласит, что, если линейные размеры двух геометрически подобных тел соотносятся, как k>0, то площади их подобных поверхностей соотносятся, как k^2 (k квадрат), а объёмы- как k^3 (k куб). Применительно к сплошным неподвижным телам закон квадрата-куба был известен с незапамятных времён. В конце сороковых годов прошлого века Б.С. Стечкин доказал, что, для того, чтобы механические напряжения в аналогичных точках двух геометрически подобных и сделанных из одинаковых материалов ГТД были одинаковы, достаточно, чтобы окружные скорости в этих точках были равны. Для чего, в свою очередь, достаточно, чтобы угловые скорости роторов соотносились, как 1/k. При этом развиваемые двигателями тяги будут соотносится (в первом приближении), как соответствующие площади, т.е. как k^2, а их объёмы и массы будут относиться, как k^3/2.
Теория хорошо подтвердилась на практике, как минимум, дважды в истории нашего двигателестроения. В начале 50-х, уменьшив размеры исходного ГТД АМ-3 вдвое, создали двигатель АМ-5, тяга которого была в 4 раза меньше, чем у исходного ГТД, при меньшей примерно в 8 раз массе. Несколько позже выводы Б.С. Стечкина подтвердились на практике ещё раз, когда путём масштабирования исходного ТВД АИ-20 был создан ТВД АИ-24.
5.1.1. Всё сказанное в п. 6.1 справедливо не только для ГТД, но и для отдельных их крупных узлов: корпусов, турбин, компрессоров, валов, редукторов и т.д. Замена одного из этих узлов несколькими меньшего размера, работающими параллельно, позволяет заметно уменьшить их массу. Кроме того, такая замена позволяет по-иному решать вопросы компоновки, как двигателей, так и самолёта в целом.
5.1.2. Следует отметить, что, поскольку числа Рейнольдса в меньшем ГТД в k раз меньше чем в большом, геометрически ему подобном, полного термодинамического подобия между геометрически подобными двигателями быть не может. Уменьшение чисел Рейнольдса в ступенях компрессора повлечёт за собой некоторое снижение их КПД и уменьшение степени повышения давления при той же окружной скорости лопаток, что приведёт к ухудшению экономичности ГТД. Также следует отметить, что, при одинаковых k и температурах на входе в турбину, ухудшение экономичности будет тем меньшим, чем больше размер исходного ГТД.
5.2. Недостатки двигателей классической схемы.
Достоинства ДКС (см. п.3.2) общеизвестны. Что касается недостатков, то «по мненью многих, судей решительных и строгих», включая многих опытных профи, поскольку эти недостатки не смогли преодолеть даже на Западе, то нам, даже думать о них - зря время терять. «Однако, мы всё-таки попробуем» и начнём с перечня этих самых недостатков.
5.2.1. При равной суммарной тяге, силовая установка из большего числа двигателей меньшей тяги, как правило, заметно легче силовой установки из меньшего числа более крупных двигателей, причём необязательно геометрически подобных.
Например, двигатели ПС-90А3 с номинальной тягой 17,5 тонны и ПД-35 с ровно вдвое большей номинальной тягой не являются геометрически подобными, причём ПД-35 создают из более новых, а, значит, более лёгких и прочных материалов. Тем не менее, заявленная сухая масса одного ПД-35 (около 8 тонн) в 1,33 раза больше сухой массы двух двигателей ПС-90А3 (2×3=6 тонн). При этом следует учесть, что «около 8 тонн» - это в проекте, а на практике, по мере работы над двигателем его масса обычно растёт, нередко – весьма заметно. И если в ходе дальнейшей работы над проектом ПД-35 его масса возрастёт на 6%, то и получится утяжеление в те самые 1,41 раза, как у геометрически подобных двигателей.
5.2.2. Низкая эффективность подпорных ступеней в компрессоре низкого давления.
Степень повышения давления в ступени компрессора в первом приближении пропорциональна квадрату окружной скорости на периферии лопаток ступени. При прямом приводе подпорных ступеней от вала вентилятора, окружная скорость на периферии лопаток подпорных ступеней компрессора всегда существенно меньше окружной скорости на периферии лопаток вентилятора.
5.2.3. Увеличение доли веса силовой установки во взлётном весе самолёта по мере роста его максимального взлётного веса.
Потребная тяга двигателей в первом приближении пропорциональна максимальному взлётному весу самолёта, в то время, как вес двигателей пропорционален их тяге в степени 3/2. Следовательно, вес двигателей в первом приближении также пропорционален взлётному весу самолёта в степени 3/2. Из чего следует, что, чем больше взлётный вес самолёта, тем большая его часть приходится на долю силовой установки.
5.2.3.1. О причине существования предела взлётного веса самолёта, по превышении которого компоновка двигателей на корме фюзеляжа нецелесообразна.
В «Памятке конструктору» С.В. Ильюшина сказано, что «воспринимать нагрузки следует по возможности ближе к месту их возникновения, не позволяя им далеко «гулять» по конструкции самолёта». Компоновка двигателей на корме фюзеляжа – тот самый случай, когда нагрузка от их веса, да ещё и с неизбежными в полёте перегрузками «далеко гуляет» по конструкции, вследствие чего коэффициент роста масс (КРМ) размещённой на корме силовой установки равен примерно шести. Т.е. при увеличении веса двигателей, их гондол или пилонов на один килограмм, масса пустого самолёта возрастёт примерно на шесть кг.
С другой стороны, компоновка двигателей на корме фюзеляжа позволяет повысить аэродинамическое качество самолёта и уменьшить расход топлива. При взлетном весе самолёта до 45-50 тонн, обе компоновки примерно равноценны, при меньшем взлётном весе выгоднее оказывается компоновать двигатели на корме фюзеляжа, при большем – под крылом. Причина тому – непропорционально большой рост массы двигателей по мере увеличения их тяги, вкупе с КРМ, который для силовой установки на корме фюзеляжа равен примерно 6 (см. п. 6.2.3).
5.3. Совершенствование схемы ГТД CJ-805-23, как возможный путь преодоления недостатков ДКС, перечисленных в п. 5.2.
газогенератора 1, в качестве которого использован серийный одноконтурный ТРД со снятым соплом и турбовентиляторной приставки (далее ТВП) 2, которая содержала дополнительный вал 3 с посаженными на нём силовой турбиной 4 и вентилятором 5. Воздух на вход вентилятора подавался через отдельный воздухозаборник 6, а образующаяся при работе двигателя смесь сжатого вентилятором 5 воздуха и горячего газа, поступающего с выхода силовой турбины 4, выбрасывалась через сопло приставки 7.
5.3.1 Очевидным преимуществом схемы рисунок 5-1 перед классическими схемами ДТРД с передней компоновкой вентилятора заключается в том, что, при создании двухконтурного ГТД на базе одноконтурного, переделки газогенератора были минимальны. В основном, они сводились к изъятию сопла.
5.3.2 Очевидным недостатком схемы были значительные потери полного давления на входе в вентилятор обусловленные наличием в его воздухозаборнике относительно длинного и толстого центрального тела.
5.3.3 У схемы ГТД CJ-805-23 были ещё два потенциальных преимущества, малозаметных при тогдашних степенях двухконтурности около 1 и менее, но всё более значимых, по мере роста степени двухконтурности.
Известно, что оптимальная степень двухконтурности тем больше, чем больше суммарная степень повышения давления в компрессоре ГТД и температура на входе в его турбину. Расчёты показывают, что для того, чтобы эффективно использовать эти преимущества, нужны были газогенераторы с такими суммарными степенями повышения давления в компрессорах и температурами на входе в турбины, которые были надёжно освоены лишь 10-15 лет спустя после создания ГТД CJ-805-23.
горячего газа. Из сказанного в п. 5.1.1 следует, что, масса двух таких ТПВ будет во столько раз меньше, во сколько уменьшаются линейные размеры ТПВ при замене одной ТПВ несколькими. Очевидно, что масса всего ТРДД при этом тоже уменьшится, и что это уменьшение массы будет пропорционально доле массы ТПВ в исходном ГТД, которая тем больше, чем больше степень двухконтурности ГТД (см график рисунок 5-3, представляющий собой перестроенный график зависимости доли массы внутреннего контура от степени двухконтурности, приведённый в книге О.К. Югова и О.Д. Селиванова «Основы интеграции самолёта и планёра». М. Машиностроение. 1989 г. стр. 139. Рис. 7.3). Поскольку функция, отображённая на этом графике монотонна, то верно и обратное утверждение, что, при прочих равных условиях, степень двухконтурности ТРДД тем больше, чем большая часть массы ТРДД приходится на долю его внешнего контура. Из сказанного в пункте 5.3.2, следует, что относительное уменьшение массы ДТРД при замене одной ТВП несколькими будет тем больше, чем термодинамически совершеннее газогенератор исходного ГТД.
В случае применения современных газогенераторов с большими суммарными степенями повышения давления, целесообразно заменить в ТВП одноступенчатую турбину многоступенчатой и разместить вентилятор на отдельном колесе. Сопла и воздухозаборники ТВП могут быть, как раздельными, так и общими, однако, как будет показано ниже, последний вариант представляется более выгодным.
5.3.3.2 Второе потенциальное преимущество, которое было едва заметным в конце пятидесятых – уменьшение строительной высоты ДТРД с несколькими ТВП по сравнению с ДКС.
Рисунок 5-4
Цифрами обозначены примерные контуры максимальных миделей: 1- гондолы ПС-90а; гондолы ДТРД с двумя ТВП на базе ПС-90А; 3-вентилятора ПС-90а; 4-вентиляторов ТВП; 5-первой ступени компрессора газогенератора
Обратимся к рисунку 5-4, на котором в одинаковых масштабах представлены некоторые характерные размеры двигателя ПС-90а и оценка размеров ДТРД на его базе с двумя ТВП. Оценки поперечных размеров ДТРТ с двумя ТВП, выполненного на базе ПС-90А (рисунок 5-4 слева) показали, что замена контура низкого давления на две ТВП позволяет значительно (примерно на 40%) уменьшить строительную высоту гондолы такого ДТРД по сравнению с ПС-90а. Полезно использовать это обстоятельство при создании нового самолёта возможно несколькими способами. Можно уменьшить высоту стоек шасси, а, значит, их массу. Можно уменьшить «V» крыла в комле, что позволит уменьшить сопротивление интерференции крыла с фюзеляжем и несколько облегчить крыло. А можно попытаться найти золотую середину, уменьшив и высоту стоек шасси, и «V» крыла, но, конечно, то и другое в несколько меньшей степени.
5.3.4. Выбор оптимального числа одинаковых ТВП.
На рисунке 5-5 представлены графики, отображающие зависимость величины уменьшения массы ГТД от степени двухконтурности ДТРД и числа одинаковых ТПВ, заменяющих внешний контур. Случай, когда число ТВП равно степени двухконтурности представляется интересным, по крайней мере, теоретически. При этом расход воздуха на входе в газогенератор равен расходу воздуха на входе в одну ТВП, диаметры первой ступени компрессора и вентилятора ТВП близки, а, значит, близки и их строительные высоты. При дальнейшем увеличении числа ТВП, диаметр их вентиляторов станет меньше диаметра первой ступени компрессора газогенератора, который и будет определять минимальную строительную высоту ДТРД.
Расчёты для построения графиков на рисунке 5-5 выполнены в предположении, что газогенератор исходного ГТД подвергнут переделкам, аналогичным тем, которым был подвергнут газогенератор ДТРД ПС-90А для использования его в составе наземного ГТД ГТУ-25П. Главные из них:
- замена воздухозаборника в связи с уменьшением расхода воздуха на входе в m+1 раз по сравнению с расходом воздуха на входе в исходный ГТД;
- укорочены лопасти вентилятора в связи с уменьшением расхода воздуха на входе в m+1 раз;
- удалены все ступени турбины низкого давления (ТНД), кроме первой.
При расчётах также предполагалось, что степень повышения давления в компрессоре низкого давления (КНД) и его КПД остались прежними.
В этих предположениях диаметр вентилятора ТВП равен:
Очевидно, что замена одного большого внешнего контура на несколько ТВП повлечёт за собой ухудшение надёжности из-за увеличения числа валов и опор, рост эксплуатационных расходов из-за увеличения трудозатрат наземного персонала на их обслуживание. Кроме того, чем больше в ГТД узлов, нуждающихся в периодических осмотрах и обслуживаниях, тем конструкторам труднее обеспечить ко всем ним удобный доступ для обслуживания.
Вместе с тем очевидно и то, что уже сегодня технически возможно снабдить газогенератор и ТПВ «персональными» роботами с искусственным интеллектом, каждый из которых осуществляет надзор за состоянием «своего» агрегата и его техобслуживание. Причём не только на земле, но и в полёте. Это позволит радикально повысить надёжность даже в случае применения в ДТРД большого количества ТВП и сократить трудозатраты. Думается, что появление таких роботов неизбежно и в составе традиционных ДТРД, а потому к нему лучше быть готовым заранее.
Следует отметить, что сама по себе идея облегчить силовую установку путём замены одного большого вентилятора несколькими меньшего размера отнюдь не нова. Она не раз была использована в проектах электрических околозвуковых пассажирских самолётов, благо закон квадрата-куба «писан» и для геометрически подобных электродвигателей, причём в гораздо большем диапазоне мощностей, чем для ГТД. Рассмотренный здесь вариант отличается «всего лишь» тем, что электрическая трансмиссия заменена на передачу энергии сжатым горячим газом. При одинаковом числе вентиляторов, проблемы со снижением надёжности примерно одинаковы независимо от типа трансмиссии.
Вернёмся, однако, к выбору оптимального числа ТВП. Ограничимся целыми числами в диапазоне 2≤n≤m. Первый крайний случай, n=2 уже рассмотрен выше. Рассмотрим другой крайний случай n=m. В дальнейшем будем называть такие двигатели «плоскими ДТРД» (см. рисунок 5-6). О недостатках ТРДД с большим числом ТПВ и путях их преодоления уже сказано выше, но у таких ДТРД есть ряд свойств, использование которых сулит немалые выгоды. А именно:
5.3.4.1. Значительное уменьшение сухой массы двигателей (см графики на рисунке 5-5);
5.3.4.2. Уменьшение строительной высоты гондолы примерно на две трети от диаметра исходного двигателя (см рисунок 5-6);
Цифрами обозначены примерные контуры максимальных лобовых сечений: 1-гондолы ПД-35; 2-гондолы ДТРД на базе ПД-35 с восемью ТПВ; 3 – вентилятора ПД-35; 4-вентиляторов ТВП; 5-первой ступени компрессора газогенератора.
5.3.4.3. ТВП, при незначительных весовых потерях, могут быть выполнены по схеме со смешением потоков внутреннего и внешнего контуров, что позволит несколько снизить расход топлива, уровень шума и мощность теплового излучения струи в инфракрасном диапазоне;
5.3.4.4. Имеется возможность применения регулируемых плоских сопел и воздухозаборников, что, при относительно небольших весовых издержках дополнительно снизить расход топлива и уровень шума;
5.3.4.5. Раздельное управлением регулируемыми соплами позволяет сохранить эффективное управление самолётом по крену в условиях, когда эффективность аэродинамических органов управления почему-то недостаточна, например, при попадании в плоский штопор;
5.3.4.6. Плоское сопло конструктивно несложно объединить с ковшовым реверсом тяги. Предусмотрев в конструкции последнего возможность регулирования угла отклонения струи от нуля до максимального, получаем возможность управлять вектором тяги в вертикальной плоскости
5.3.4.7. Имеется возможность придать гондолам несущие свойства. Подробнее – см п. 5.4.
5.4. О возможных схемах пассажирских самолётов, специально рассчитанных на применение плоских ДТРД.
В случае, когда гондола с установленным в ней «плоским ДТРД» (рисунок 5-6) вынесена в поток, коэффициент расхода примерно равен 0,6. При этом лишь 40% потока воздуха, набегающего на лобовое сечение гондолы будет обтекать её внешнюю поверхность, остальная часть пройдёт через ТВП и газогенератор. По этой причине, при хорошем профилировании гондолы «плоского ДТРД» с целью максимального использования её несущих свойств, её аэродинамическое сопротивление будет намного меньше, чем у части крыла с такой же площадью и строительной высотой. Из чего следует, что неиспользование несущих свойств гондол «плоских ДТРД» будет грубой шибкой.
Описанию возможных вариантов схем пассажирских самолётов, в которых используют несущие свойства «плоских ДТРД» мы предпошлём Важное замечание. Оценка размеров, указанных на рисунке 5-6 выполнена для случая, когда степень двухконтурности исходного двигателя равна 8, а диаметр вентилятора 3,1м. В случае современного исходного двигателя с иным диаметром вентилятора, размеры, приведённые на рисунке 5-6 изменятся примерно пропорционально диаметру вентилятора. При m =8 и диаметре вентилятора исходного ГТД 1,95м, имеем оценки ширины «плоского ДТРД» 7 метров, строительной высоты – 0,85м и эквивалентной толщины, с учётом отбора воздуха в вентиляторы и газогенератор около 0,34 м. В п. 5.4. мы будем рассматривать самолёты с двумя такими «плоскими двигателями.
5.4.1. Схема с размещением двух «плоских ДТРД» внутри V-образного оперения, или, если угодно, с использованием двух «плоских ДТРД» ещё и в качестве V-образного оперения.
Рассмотрим двухмоторный пассажирский самолёт с V-образным оперением с двигателями в вынесенных в поток гондолах, размещёнными на корме. Замена двигателей такого самолёта двумя «плоскими ДТРД», размещёнными внутри V-образного оперения позволяет:
5.4.1.1. Уменьшить массу пустого самолёта на величину, примерно равную сухой массе пяти исходных двигателей (напомним, что КРМ для силовых установок, размещённых на корме равен 6);
5.4.1.2. Уменьшить величину аэродинамического сопротивления самолёта на величину, равную аэродинамическому сопротивлению двух двигателей с гондолами и пилонами;
5.4.1.3. Повысить уровень безопасности при аварийном снижении, например, из-за разгерметизации салона.
5.4.2. Самолёт нормальной схемы с палубным оперением, у которого два плоских двигателя размещены внутри горизонтального оперения.
По свойствам близок к самолёту по схеме п. 5.4.1.
5.4.3. Двухфюзеляжный самолёт (см. рисунок 4-2) у которого два «плоских ДТРД» размещены внутри центрального участка крыла.
Думается, здесь всё очевидно.
5.4.4. Применение «плоских ДТРД» на самолётах короткого взлёта и посадки (КВП) с обдувом верхней поверхности крыла выхлопными газами ДТРД.
На рисунке 5-7 чёрными линиями изображён общий вид такого самолёта КВП - опытного Боинг YC-14. Самолёт не пошёл в серию из-ряда недостатков, присущих этой схеме. Есть веские основания полагать, что замена обычных ТРДД на два «плоских ДТРД», изображенных на рисунке 5-7 красными линиями и залитых бледно-красной заливкой, позволяет эти недостатки в значительной степени смягчить. Конкретно, эти недостатки:
5.4.4.1. Снижение весовой отдачи в режиме КВП более, чем вдвое по сравнению с режимом обычного взлёта.
Максимальная взлётная масса самолёта Боинг YC-14 в режиме КВП равна 77,1 тонны, а в режиме обычного взлёта – 107,5 тонны. Замена обычных ТРДД «плоскими» позволяет значительно увеличить обдуваемую площадь крыла (см. рисунок 5-7), следовательно, и подъёмную силу крыла, а, значит, и допустимую взлётную массу самолёта в режиме КВП. Весовая отдача самолёта при этом возрастёт.
Самолёт КВП Боинг-YC-14
5.4.4.2. Угроза опрокидывания самолёта при отказе одного двигателя из-за возникающей при этом асимметрии обдува крыла.
Разработчики Боинга-YC-14 угрозу опрокидывания устранили за счёт сильного увеличения поверхностей оперения, что повлекло значительные весовые и аэродинамические издержки и усложнение системы управления самолёта. Достигнутые при этом результаты, по-видимому, не удовлетворили заказчика из-за чего самолёт так и остался экспериментальным.
Угроза опрокидывания может быть устранена почти полностью за счёт некоторого изменения конструкции «плоских ДТРД». Для этого сжатый горячий газ, вырабатываемый обеими газогенераторами, подают в общий коллектор, из которого его раздают по турбинам всех ТВП, независимо от того, «своя» это ТВП или «чужая». При отказе одного газогенератора в такой силовой установке, симметрия подъёмной сила крыла и тяги не нарушатся. Из чего следует, что расчётным случаем для определения потребной площади вертикального оперения будет взлёт или посадка при боковом ветре, а в этом случае она, как правило, заметно меньше.
5.4.4.3. Низкая эффективность аэродинамических органов управления на малых скоростях.
Выше уже говорилось о возможности применения в «плоских ТРДД» регулируемых сопел (п. 5.3.4.4) раздельное управление которыми позволяют осуществить эффективное управление по крену в условиях, когда эффективность аэродинамических органов управления снижена, что и имеет место на малых скоростях, имеющих место на отдельных этапах взлёта и посадки самолётов с КВП.
Эффективность рулей высоты и направления на малых скоростях может быть повышены за счёт обдува их воздухом, отбираемым перед соплами «плоских ДТРД».
5.4.5. Самолёт по схеме «утка» у которого два «плоских» ГТД» с управляемым вектором тяги (см. п. 5.3.4.5) размещены внутри переднего горизонтального оперения (ПГО).
Управление вектором тяги в вертикальной плоскости позволяет уменьшить склонность самолётов этой схемы к взмыванию.
Следует отметить, что эжекция воздуха в плоские выхлопные струи, вытекающие из плоских сопел, приводит к увеличению горизонтальной составляющей скорости потока, обтекающего комлевую часть ПГО, а, значит, к уменьшению скоса потока, из-за которого происходит уменьшение подъёмной силы крыла обычной «утки».
6. О якобы достаточном уровне безопасности «классики». при отказах в силовых установках.
Очевидно, что единого мнения насчёт того, какой уровень безопасности силовых установок пассажирских самолётов можно считать достаточным, нет и быть не может. Здесь мы рассмотрим мнение трёх групп заинтересованных физических лиц.
6.1. Мнение бюрократов из ICAOи тех их коллег, которые пишут национальные стандарты безопасности.
Очевидно, что оно сильно зависит от того, где находится данный конкретный бюрократ. Официальное мнение, излагаемое в служебных кабинетах или конференц-зала, одно, на борту самолёта при отказе двигателя, оно, вероятнее всего, «несколько иное».
6.1.1. Официальное мнение гг. бюрократов.
Оно изложено в наших российских Авиационных Правилах (АП) и аналогичных национальных стандартах других стран, в этой части представляющих собой кальки с решений конференций ICAO. Возьмём наши российские АП-25 (Авиационные правила. Часть 25. «Нормы летной годности самолетов транспортной категории». 2022). На странице 33 там сказано.
…25.121. Набор высоты: один двигатель не работает
(а) Взлет: шасси выпущено. При критической взлетной конфигурации, имеющей место на траектории полета (между точкой, в которой самолет достигает скорости VLOF (скорость отрыва, авт.), и точкой, в которой шасси полностью убирается), и при конфигурации, указанной в 25.111, но без влияния земли установившийся градиент набора высоты должен быть: для самолетов с двумя двигателями – положительным; для самолетов с тремя двигателями – не менее 0,3%; для самолетов с четырьмя двигателями – 0,5% при VLOF и следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой мощности или тяги, при котором в соответствии с 25.111 начинается уборка шасси, если не имеют места более критические условия работы двигателей, возникающие позже на полетной траектории, но до достижения точки, в которой происходит полная уборка шасси...
(b) Взлет: шасси убрано. При взлетной конфигурации, имеющей место в точке траектории полета, в которой шасси убрано полностью, и в конфигурации, указанной в 25.111, но без учета влияния земли: (1) Установившийся градиент набора высоты не может быть меньше, чем 2,4% для двухдвигательных, 2,7% для трехдвигательных и 3,0% для четырехдвигательных самолетов при скорости V2 в следующих условиях: (i) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой взлетной мощности или тяги к моменту полной уборки шасси и определяемой в соответствии с 25.111, если не имеют места более критические условия работы двигателей, возникающие позже на траектории полета, но до точки достижения высоты 122 м (400 футов) над поверхностью взлета, и…
(с) Конечный этап взлета
В конфигурации для полета по маршруту в конце траектории взлёта, определяемой в соответствии с 25.111:
(1) Установившийся градиент набора высоты не может быть меньше, чем 1,2% для самолетов с двумя двигателями, 1,5% – для самолетов с тремя двигателями и 1,7% для самолетов с четырьмя двигателями на скорости VFTO при следующих условиях:
(i) критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме располагаемой максимальной продолжительной мощности или тяги…
6.1.1.1. «Что мы зрим, братия», глядя на эти строки?
Мы видим, что АП-25 требуют от самолётов с тремя и четырьмя моторами чтобы в случае отказа одного двигателя на взлёте они уходили от опасности «зацепиться за земной шарик» по более крутой, а, значит, и более безопасной траектории, чем от двухмоторной «классики». Всё, что требуется от неё на участке от точки отрыва от взлётно-посадочной полосы (ВПП) до полной уборки шасси – это не терять высоту.
Итак, мы видим, что в АП-25 прописана виднная невооружённым глазом поблажка в требованиях к безопасности «классики».
6.1.2. О том, что эта поблажка – не единственная.
Вторая поблажка не так заметна, как первая, которая, повторим, видна, невооружённым глазом. Суть её в том, что при отказе одного двигателя АП-25 и аналогичные международные и национальные Нормы разрешают использовать исправные двигатели «в режиме располагаемой мощности», т.е. в чрезвычайном режиме. Проведённые оценки показывают, что это разрешение актуально только для двухмоторных самолётов, а при отказе одного двигателя на самолёте с большим числом моторов, исправные двигатели, как правило, способны обеспечить потребную тягу и при работе во взлётном режиме.
Напомним, что взлётный режим можно использовать многократно, в то время как после однократного использования чрезвычайного режима, двигатели положено снимать и отправлять в ремонт, независимо от остатка ресурса, имевшего место до ЧП. Очевидно, что вероятность отказа двигателя, работающего с большим надрывом в чрезвычайном режиме несравненно больше, чем при работе его во взлётном режиме, что ещё больше снижает уровень безопасности «классики».
6.1.3. Из сказанного следует, что в АП-25 де-факто прописаны сразу две серьёзные поблажки в требованиях к безопасности двухмоторных самолётов при отказе одного двигателя. А именно: заниженный уровень требований к градиенту набора высоты и дозволение использовать чрезвычайный режим, излишнее самолётов с большим числом двигателей.
6.2. Мнение пассажиров:
6.2.1. Мнение рядовых пассажиров.
Лишней безопасности не бывает.
6.2.2. Мнение бюрократов из ICAOили их коллег из национальных организаций или служб, оказавшихся пассажирами на борту двухмоторного самолёта при отказе одного двигателя.
Едва ли оно будет сколько-либо заметно отличаться от мнения рядовых пассажиров (см. п. 6.2.1).
6.3. Мнение независимых инженеров, например, автора.
Необходимо обеспечить уровень безопасности, максимально возможный при данном уровне развития техники, без удорожания самолёта по сравнению с «классикой». Рассмотрим сначала три силовые установки для самолётов с одинаковой стартовой тягой, с двумя, тремя и четырьмя геометрически подобными двигателями. Обратимся к таблице 6-1 в которой представлены результаты оценки уровня безопасности силовых установок с различным числом двигателей при отказе одного из них на разбеге на скорости принятия решения.
Оценка относительной массы комплекта двигателей проведена на основании закона квадрата-куба (см. п. 5.1). Из неё следует, что, при одинаковой суммарной тяге, трёхмоторная силовая установка будет на 18% легче двухмоторной, а четырёхмоторная – на 29%. Поскольку при прочих равных условиях, затраты на обработку 1 кг материалов для всех трёх геометрически подобных двигателей примерно одинаковы, себестоимость изготовления комплекта двигателей для рассматриваемой здесь трёхмоторной силовой установки будет заметно меньше, чем для двухмоторной, а для четырёхмоторной – меньше, чем для трёхмоторной.
Остальные оценки, результаты которых приведены в таблице 6-1 проведены в предположении, что:
- суммарная тяга силовой установки равна той, при которой обеспечены минимальные требования АП-25 к безопасности двухмоторных самолётов при отказе одного двигателя на разбеге на скорости, равной скорости принятия решения.
- градиенты набора высоты на этапе от точки отрыва до момента полной уборки шасси равны минимально допустимым для самолётов с данным числом двигателей согласно АП-25.
Из результатов оценок следует, что, при равной суммарной тяге геометрически подобных двигателей трёх и четырёхмоторные силовые установки и безопаснее, и дешевле двухмоторных.
6.3.1. О якобы лучшей экономичности самолётов с двухмоторными силовыми установками.
Стандартный набор аргументов наших поборников «классики», доказывающих «целесообразность» переделки четырёхмоторных российских самолётов в двухмоторные, состоит из трёх пунктов. Первый: двухмоторные самолёты расходуют намного меньше топлива, чем четырёхмоторные. Второй: обслуживание двух моторов обходится дешевле, чем четырёх. Третий, он же главный: пресловутое «так делают на Западе». Оценим качество этих аргументов.
6.3.1.1. Двухмоторные силовые установки расходуют меньше топлива, чем четырёхмоторные.
Данный «строго научный» вывод есть результат научно некорректного сравнения двух и четырёхмоторных силовых установок. Корректное сравнение топливной экономичности силовых установок подразумевает, что есть два самолёта с одинаковыми планёрами и геометрически подобными двигателями, у которых одинаковы: полётные веса, скорости и высота полёта, температура и давление окружающего воздуха, а также, что всего важнее, номинальная суммарная стартовая тяга двигателей.
Почему выделены последние пять слов? А потому, что из строки 7 таблицы 1 следует, что, для того, чтобы выполнить требования АП-25 трёх- и четырёхмоторным самолётам достаточно заметно меньшей стартовой тяговоружённости, чем двухмоторным. И если провести расчёты, выбрав стартовую тяговооружённость самолётов «впритык», то при исправной силовой установке, одинаковой высоте и скорости полёта, располагаемая максимальная продолжительная тяга у двухмоторного самолёта будет больше, чем у трёх-или четырёхмоторного. Благодаря этому, при всех исправных двигателях двухмоторный самолёт будет способен совершать горизонтальный полёт на большей высоте, чем трёх- или четырёхмоторные самолёты и экономить топливо за счёт полёта в более разряженном воздухе, в котором аэродинамическое сопротивление меньше. О том, что по мере увеличения высоты полёта эффективность органов управления, а, значит и уровень безопасности снижается пропорционально плотности воздуха, из-за чего пилоты предпочитают туда не забираться, поборники «классики», предпочитают помалкивать.
Очевидно, что, при одинаковой суммарной тяге двигателей, максимальная крейсерская высота не зависит от их числа, а расход топлива хотя и возрастает с увеличением числа двигателей, но незначительно.
6.3.1.2. Обслуживание двух двигателей обходится дешевле, чем четырёх.
Обслуживание обслуживанию рознь. Львиную долю затрат на обслуживание составляют расходы на капитальные ремонты, которые, при прочих равных условиях, примерно пропорциональны стоимости силовой установки, которая у четырёхмоторной меньше, чем у двухмоторной (см таблицу 6-1 строку 3). Что касается периодического осмотра двигателей, то, во-первых, его стоимость сильно зависит от зарплаты наземного персонала, которая в России намного меньше, чем на Западе, а, во-вторых, очевидно, что это – отмирающий вид человеческой деятельности. Потому как если в наши дни технически возможен робот-хирург, то, тем более возможны роботы-бортмеханики, непрерывно следящие за ситуацией под капотом каждого двигателя, и способные не только немедленно сообщить экипажу о неполадках, но, в некоторых случаях и устранить их.
6.3.1.3. «Так делают на Западе».
Думается, нет нужды объяснять, для чего профессионалу надо не только знать то, как где-то его коллеги (не только на Западе) решают аналогичные технические задачи, но и стремиться понять, почему они её решают именно так, а не иначе. Выше было показано, что, при прочих равных условиях, четырёхмоторная силовая установка дешевле, легче и безопаснее двухмоторной. В этой связи немалый практический интерес представляет история того, как мир докатился до засилья потенциально более дорогой «классики» на мировом рынке магистральных пассажирских самолётов.
7. История «классики».
Первыми массовыми реактивными пассажирскими самолётами, выполненными по схеме, ныне ставшей классической, были: среди узкофюзеляжных Боинг-737, а среди широкофюзеляжных - А-300. Обе эти машины создавались для линий малой и средней дальности, и тогда едва ли кто мог предположить, что скоро их схема станет почти что обязательной к применению на всех вновь создаваемых пассажирских самолётах взлётной массой от 40 до 300 тонн, в том числе и для дальнемагистральных. А тогда шла рутинная работа. Боинг буквально «на медные деньги» создавал самолёт, который мог бы отхватить хотя бы кусочек рынка у только что появившихся региональных самолётов (далее –«регионалы»). А в Европе объединёнными усилиями творили самолёт, который мог бы втиснуться в нишу между четырёхмоторными узкофюзеляжниками с числом мест до 200-220 и трёхмоторными широкофюзеляжниками на 330-380 мест на линиях малой и средней протяжённости.
7.1. История создания первого варианта Боинга-737.
В конце 50-х – начале 60-х годов прошлого века западные «эффективные менеджеры» обнаружили «наличие отсутствия» на мировом рынке реактивных пассажирских самолётов на 60-100 мест экономкласса для линий протяжённостью до 2-3 тысяч километров. Самолёты этого класса много позже назвали региональными, а тогда на Западе начали проектирование сразу трёх самолётов для захвата этой «свободной рыночной ниши»: БАК1-11, Дуглас-9 и Фоккер-28. Почему кавычки? А по той самой причине, по которой Боинг вместо того, чтобы, как все, делать своего «регионала», сначала не предпринимал никаких усилий в этом направлении, а потом сотворил первый Боинг-737 им вдогонку. Кстати способ его создания, когда на скорую руку и из подручных средств творят инженерное чудо, весьма похож на тот, с помощью которого наши рукастые и головастые российские мужики творят чудеса в своих гаражах…
7.1.1. Наиболее вероятные причины того, что правление Боинга не стало делать свой «регионал».
Если в нескольких словах, то потому, что инженеры из КБ Боинга всё просчитали и доложили кому следует:
а) о причинах, по которым на графиках, отображающих объёмы продаж пассажирских самолётов от их вместимости в диапазоне от 60 до 100 мест, не могло быть ничего, кроме провала;
б) о том, что устранить эти причины было непосильной задачей даже для о двух головах гения.
7.1.2. Причины появления этого «провала» на графиках.
Проектирование пассажирского самолёта «с нуля» обычно начинают с выбора числа кресел в одном поперечном ряду, или, что почти то же самое, с выбора диаметра фюзеляжа. При проектировании «регионала» выбирать приходится между четырьмя и пятью креслами в ряду.
На рисунке 6-1 представлены оба варианта для реальных самолётов, слева – на пять кресел в ряду, справа – на четыре.
Высота подполья в круглом в поперечном сечении фюзеляже, рассчитанном на пять кресел экономкласса в одном поперечном ряду худо-бедно достаточна для размещения в нём багажника (см. рисунок 7-1). При четырёх креслах в ряду в экономклассе и круглом в поперечном сечении фюзеляже высота подполья заметно меньше и недостаточна для размещения в нём багажника, который приходится оборудовать в одном уровне с пассажирским салоном, занимая место, на которых можно было бы разместить ещё несколько рядов кресел. Как следствие, длина 76-ти местного Ту-134 (37,1 метра) была намного больше, чем у близких по вместимости зарубежных «регионалов» с фюзеляжами на 5 кресел в ряд. Для сравнения: БАК1-11 (90 мест) длина 28,5 м, Дуглас 9-10 (90 мест) – длина 31,8м, Фоккер F-28-1000 (65 мест) – длина 27,4 м. Обеспечить необходимую жёсткость длинного и относительно тонкого фюзеляжа Ту-134, да ещё нагруженного двигателями, размещёнными, как у всех «регионалов» первого поколенья на корме, можно было лишь ценой значительного его утяжеления по сравнению с более короткими и толстыми фюзеляжами, что сильно ухудшило уровень весового совершенства, топливную эффективность, а значит, и конкурентоспособность нашего самолёта.
Поскольку эффективное использование подполья круглого в поперечном сечении самолётов с салонами на 4 кресла в ряд практически невозможно, на практике иногда применяют существенно некруглые в поперечном сечении фюзеляжи. На самолёте Ан-24 высоту подполья уменьшили, «срезав» нижнюю часть поперечного сечения фюзеляжа по дуге окружности диаметром около 4,75 м, что позволило облегчить шасси за счёт уменьшения высоты его стоек примерно на 0,42 метра. На бразильских самолётах семейства ЕМБ-170, высоту подполья наоборот, увеличили, что позволило-таки разместить в нём багажник (см. рисунок 6-1).
Примечание. Сравнение самолётов с салонами на 5 кресел в ряд вместимостью от 60 до 120 с близкими по вместимости самолётами семейства ЕМБ-170 показало, что сильно вытянутые по вертикали овальные фюзеляжи на 4 кресла в ряд и с багажником под полом не имеют сколько-либо существенных весовых или аэродинамических преимуществ перед круглыми на пять кресел в ряд.
Из сказанного в п. 6.1.2. следует, что тот провал на графиках, который маркетологи приняли за «свободную рыночную нишу, образовался потому, что, при прочих равных условиях, самолёты с салонами на 4 кресла в ряд, круглыми в поперечном сечении фюзеляжами и числом мест более 60 будут менее выгодны, чем более короткие машины меньшей вместимости с фюзеляжем на 4 кресла в ряд, а самолёты с салонами на 5 кресел в ряд и числом мест менее 100 будут менее выгодны, чем более длинные машины большей вместимости с салонами на 5 кресел в ряд.
7.1.3. Выводы насчёт целесообразности создания «регионалов», к которым, вероятно, пришло правление Боинга.
Из сказанного в п. 7.1 выше следует, что у Боинга были веские основания для уверенности в том, что вновь создаваемые «регионалы» не смогут выдержать конкуренции, как с самолётами с салонами на 5 кресел в ряд с числом мест более 100, так и с самолётами с салонами на 4 кресла с числом мест 60 и менее. Есть веские основания полагать, что именно поэтому Боинг «умыл руки», т.е. решил не делать свой «регионал», а подождать, когда потенциальным заказчикам не станет понятна практическая цена этого «открытия» маркетологов.
7.1.4. В порядке «лирического отступления». История появления второго советского «регионала» Ту-134.
Замечание. О первом нашем реактивном «регионале», с коэффициентом топливной эффективности 62 грамма на пассажиро-км, лучше не вспоминать без крайней необходимости.
В книге главного конструктора Ту-134 Л.Л. Селякова «Тернистый путь в никуда» описаны причины, по которым Ту-134 получил фюзеляж на 4 кресла в ряд для него явно неоптимальный, особенно, если учесть, что тяга его двигателей (6,5 тонн), а, значит, и их масса, была заметно больше, тяги двигателей всех «регионалов», создаваемых тогда на Западе (4,5…5,5 тонн).
История Ту-134 началось с визита Н.С. Хрущёва во Францию, в 1960-м году, где его покатали на «Каравелле». Тишина в салоне его поразила, и он спросил, в чём её причина. Узнав, что всё дело в компоновке моторов на корме, он сделал вывод, что в СССР сильно недооценивают не только кукурузу, но и компоновку двигателей на корме фюзеляжа. Вернувшись домой он поинтересовался, почему у нас так не делают, на что А.Н. Туполев ответил, что в его ОКБ работают над самолётом Ту-124А, вариантом Ту-124, у которого двигатели перенесены на корму.
Работа шла не шатко не валко, но в том же 1960-м году прикрыли КБ В.М. Мясищева, и его первый зам Л.Л. Селяков спустя некоторое время оказался первым замом у А.Н. Туполева. Чтобы не сидеть без дела, он занялся беспризорным проектом Ту-124А и вскоре был назначен его главным конструктором. Параллельно в Рыбинске шла работа над новым двигателем Д-30, создаваемому на замену менее тяговитому и экономичному Д-20, применённому на Ту-124. Чтобы эффективнее использовать существенно большую тягу нового мотора, фюзеляж удлинили, что позволило увеличить число мест с 56 до 72. Попутно был устранён конструктивный «шедевр», впервые применённый «туполями» на Ту-104 и от него доставшийся Ту-124 – поперечная ступенька посреди салона над центропланом, который не помещался в подполье под пассажирской кабиной. Точных сведений о том, сколько пассажиров об неё споткнулись, сколько упали и сколько их при этом было травмировано Л.Л. Селяков, к сожалению, не привёл.
7.1.4.1. Провал попытки Л.Л. Селякова «со товарищи» сделать Ту-134 конкурентоспособным на мировом рынке.
В 1963-м году, когда новый самолёт, названный Ту134, уже совершил первый вылет, а на Харьковском авиационном заводе шла подготовка к его серийному производству, были получены подробные сведения о создаваемом в Англии самолёте БАК1-11, и двух других «регионалах», все с салонами на пять кресел в ряд. Из этих сведений стало ясно, что конкурировать с ними Ту-134 не сможет по причине существенно меньшей вместимости (72 против 90) при гораздо более крупных, а, значит и тяжёлых двигателях (6,5 тонны против 4,5-5,5 тонн у западных конкурентов). В этой связи уместно напомнить, что схема с двигателями на корме фюзеляжа весьма «строга» к их излишнему весу, о чём уже говорилось ранее. Чтобы сделать самолёт конкурентоспособным, надо было увеличивать его вместимость, а это не позволял сделать унаследованный от Ту-124 неоптимальный фюзеляж на 4 кресла в ряд.
Исторический курьёз. Если быть точным, этот фюзеляж Ту-134 унаследовал не от Ту-124, а от… бомбардировщика Боинг Б-29, который в СССР скопировали и строили большой серией под названием Ту-4. Для размещения 4-х кресел в ряд с таким же уровнем комфорта, как в салонах экономкласса реактивных Боингов или нашего Ил-62 достаточно было диаметра фюзеляжа 2,76 метра. Однако, по завершению серийного производства Ту-4 осталась оснастка для производства фюзеляжей диаметром 2,9 метра, на которой и стали делать фюзеляжи для Ту-124, а потом и Ту-134.
Так или иначе, получив сведения о работах конкурентов, Л.Л. Селяков попытался исправить ситуацию, для чего к А.Н. Туполеву однажды явились сразу три первых зама: начальников ЦАГИ и Аэрофлота, а также его собственный, т.е. Л.Л. Селяков. Они предложили перепроектировать самолёт, увеличив диаметр фюзеляжа на 0,5 метра, что позволяло убрать багажник под пол и увеличить число мест с 72 до 100-105, существенно облегчить фюзеляж и, несмотря на возросшее число пассажиров, уменьшить полётный вес, а, значит, и несколько снизить часовой расход топлива. При этом удельный, в расчёте на один пассажиро-километр, расход топлива уменьшался весьма значительно. Заручившись согласием Харьковского завода, на котором предполагалось серийно строить новую машину, три первых зама и пришли к А.Н. Туполеву, с предложением переделать самолёт, для чего надо было отложить начало серийного производства Ту-134 на год.
Ответ мэтра был предельно краток. Он «послал их на три буквы», (см. Л.Л. Селяков. Тернистый путь в никуда). По большому счёту, одной этой дикой выходкой А.Н. Туполев причинил нашему пассажирскому самолётостроению такой вред, который с лихвой перечёркивал всё то полезное, что было им сделано.
7.1.4.2. Отдалённые последствия того, что А.Н. Туполев «послал» тогда трех первых замов.
Выше уже говорилось, что почти одновременно с Ту-134 на Западе были созданы три «регионала» с салонами на пять кресел экономкласса в ряду. И что у всех у них впоследствии были созданы удлинённые модификации на сто и более мест в вариантах полностью экономкласса. В самых длинных модификациях Dc-9 число мест достигло 155 в варианте полностью экономкласса, и 172 в туристическом варианте (MD-80). И если бы престарелый мэтр не послал бы куда по далее тех трёх ходоков от ЦАГИ, Аэрофлота и собственного ОКБ, то не было бы никаких технических препятствий к созданию нескольких удлинённых модификаций Ту-134, с салоном оптимальной ширины вплоть до такой же длинной, как MD-80. В этом случае не было бы никакой нужды создавать Як-42, Ту-154, МС-21 и Superjet-100, поскольку, как доказывает история Dc-9, модификации такого Ту-134 разной длины с лихвой могли бы занять все соответствующие ниши.
7.2. О том, как Боинг вернул провал на графике на его законное место.
Вопреки инженерному здравому смыслу количество заказов на создаваемые конкурентами «регионалы» оказалось неожиданно большим и Боингу стало ясно, что торжество инженерного здравого смысла откладывается на срок, заметно превышающий его первоначальные оценки. Стало ясно, что идея до поры до времени «умыть руки» коммерчески была отнюдь не лучшей. И тогда Боинг предложил потенциальным заказчикам сделать ещё одного «регионала». Но к тому времени все потенциальные покупатели «регионалов» уже успели сделать свои твёрдые заказы и не проявили интереса к предложению Боинга. Одна лишь Люфтганза согласилась заказать 30 машин, но при условии увеличения числа мест до 100 в варианте полностью экономкласса. Задача, которую надо было решать Боингу, как говорится, была ещё та: на чистый доход от продажи 30 машин, надо было полностью окупить все затраты на создание нового самолёта и организацию его серийного выпуска. Для сравнения: создание Superjet´а обошлось России в сумму, которая по разным источникам превышала цену одного серийного самолёта, в 50…200 раз. Для полноты восприятия уместно вспомнить, что чистый доход от продажи самолёта в несколько раз меньше его цены.
Однако на Боинге тогда ещё творили великие старики, которых Вторая Мировая война застала в полном расцвете сил, многим из которых в тогда ещё недавнем прошлом уже пришлось решать подобную задачу. Несколькими годами ранее они создали ДЭШ-80, общий прототип пассажирского Боинга-707 и заправщика КС-135, потратив сумму всего втрое большую цены одной серийной машины. Причём в эту сумму вошли также затраты на постройку опытного самолёта для лётных испытаний. Эти великие старики и решили эту «неразрешимую» по современным меркам задачу по-стариковски, привычным для них способом.
7.2.1. Окупить затраты на создание нового самолёта, получившего название Боинг-737, и организацию его серийного производства было возможно лишь при условии широкого использования в новом самолёте готовых и перепроектированных узлов и агрегатов от серийно выпускаемых им самолётов, а также имеющейся оснастки для их производства. И степень унификации первых Боингов-737 и совсем на них непохожего Боинга-727 превысила 2/3 (источник не сообщает, как её рассчитывали, но, вероятнее всего, в денежном исчислении).
7.2.1.1. Фюзеляж на шесть кресел в ряд позаимствовали у Боинга-727. Для машины на 100 мест его диаметр был явно великоват, но такое решение позволило сэкономить немало средств, при приемлемых потерях.
7.2.1.2 Что касается компоновки двигателей, то намного проще и дешевле было бы убрать средний мотор, а два боковых оставить там, где они были на Боинге-727. Тогда и оперение не пришлось бы подвергать большим изменениям. Но без запасов проектировать нельзя, а расчёты показывали, что если оставить моторы на корме, то их тяги впритык едва хватало для 100-местной машины. Перенос двигателей под крыло позволил значительно облегчить самолёт (см. пункты 2.3.3 и 2.3.4), и благодаря тому создать при проектировании необходимый запас веса при заданной тяге имевшихся двигателей.
Ближе к концу проектирования, когда масса будущего самолёта была подсчитана достаточно точно, оказалось, что их тяги хватает и для удлинённой модификации на 120 мест (Боинг-737-200), которую начали проектировать, не дожидаясь конца работы над Боингом-737-100, вследствие чего первый вылет удлинённого Боинга-737-200 состоялся всего через 4 месяца после первого вылета Боинга-737-100. Разные источники приводят разные данные о количестве выпущенных Боингов-737-100, от 27 до 50, но в любом случае их выпуск быстро прекратился, а заказы на 120-ти местный вариант посыпались, как из рога изобилия ещё до первого вылета Боинга-737-200. Одновременно, новые заказы на «регионалов» упали почти до нуля.
7.2.1.3. Ещё раз об использовании поблажек в требованиях к безопасности двухмоторных пассажирских самолётов, прописанных в международных стандартах лётной годности ICAO при создании «регионалов» и Боинга-737.
В этой связи уместно вспомнить, что «…Международные стандарты лётной годности (ЛГ) и рекомендации ЛГ… впервые опубликованы в 1949 в качестве приложения к Чикагской конвенции 1944. Приложение 8 включает стандарты ЛГ широкого плана и служит международной (обязательной) основой для разработки национальных Норм ЛГ, которые обязано иметь каждое государство - член Международной организации гражданской авиации…»
Думается, что в середине сороковых годов прошлого века пониженный уровень требований к безопасности двухмоторных самолётов был более или менее оправдан и морально, и технически. Максимальное число пассажирских мест у двухмоторных самолётов с поршневыми моторами в сороковые годы редко превышало 30, в то время как у тогдашних четырёхмоторных пассажирских самолётов оно начиналось от 60 и доходило до 100-110. Хотя любая человеческая жизнь и бесценна, но 30 погибших в одной катастрофе, это всё-таки меньшая беда, чем 100. Кроме того, в среднем лучшая маневренность более лёгких двухмоторных машин, и, как правило, меньшие скорости отрыва и захода на посадку, увеличивали шансы на выживание людей на борту в случае отказа одного мотора.
Но вскоре наступила «эра аэропланов реактивных». Отсутствием в Нормах ICAO ограничений на вместимость двухмоторных пассажирских самолётов первыми воспользовались французы, создавшими 90-местную «Каравеллу». (Двухмоторные Ту-104, 124 и 134 не в счёт, потому что СССР вступил в ICAO только в 1970-м году, хотя де-факто эти самолёты и были сделаны с соблюдением международных Норм).
После Каравеллы этой лазейкой в Нормах ICAO воспользовались при создании трех «регионалов», о которых говорилось выше, после чего никто не стал бы упрекать Боинг за то, что он тоже воспользовался ею, когда делал Боинг -737 с чуть большей вместимостью.
7.3. Осознавали ли бесперспективность «регионалов» те конкуренты Боинга, которые их таки сделали?
Нет оснований полагать, что оценки перспектив «регионалов» их создателями значительно отличались от оценок Боинга. Для того, чтобы подсчитать, что один «аншлаг» в удлинённом до 100 мест «регионале» принесёт большую выгоду, чем экономия топлива 75-ти местной коротышкой в 20-25 рейсах с числом пассажиров от 75 и менее, не надо быть крупным специалистом. Вероятнее всего, создатели тех первых западных регионалов провернули комбинацию, похожую на ту, которую лет тридцать спустя провернули у нас г-н Погосян «со товарищи», когда убедили высшее политическое руководство РФ в «целесообразности» создания семейства Российских региональных самолётов RRJ. А именно, при проектировании «регионалов» заранее заложили резервы, позволяющие «быстро, дёшево и сердить» удлинить их, и перевести в следующий класс – среднемагистральных самолётов. При этом от использования лазеек в нормах безопасности, о которых было рассказано выше, никто из создателей «регионалов» не отказался.
Во всех этих случаях реальная постановка задачи создания «регионалов», т.е. та, которую они ставили себе сами, а не официальная, на решение которой им были дадены деньги, заключалась в следующем.
Дано: Имеется множество платёжеспособных «полезных идиотов», которые всерьёз поверили в то, что маркетологи, действительно, открыли огромную «свободную рыночную нишу».
Требуется: Найти способ, позволяющий на этом заработать, как можно больше.
Решение: Заказы на поставку «регионалов» принять. Взять кредиты и/или предоплату за «твердые заказы» и на эти деньги, полученные де-юре на создание «регионалов» создать взамен «регионалов» прототипы их удлинённых модификаций, для чего при проектировании заранее заложить необходимые запасы прочности.
Судя по дальнейшему развитию событий, задача была успешно решена именно в такой её постановке. На базе бывших «регионалов» было создано множество их удлинённых модификаций, среднемагистральных машин с число мест более 100, в варианте полностью экономкласса. БАК1-11 удлинили с 90 мест до 119, Фоккер F-28 с 60 мест до 109, а самая длинная модификация Dc-9 «подросла» с 90 мест до 155 и даже до 172 в туристическом варианте. Здравый смысл одержал-таки верх над теориями маркетологов с их графиками, построенными без учёта того, что число кресел в одном поперечном ряду обязательно должно быть целым.
Так что конкуренты Боинга, подрядившиеся решать бесперспективную по мнению Боинга, задачу создания регионалов» не остались в накладе, хотя Боинг со своей «моделью 737» и заработал во много раз больше, чем они.
7.4. Обстоятельства, определившие облик А-300.
На момент начала проектирования А300 (1968 г.) свободная, точнее, почти свободная рыночная ниша существовала не только на графиках маркетологов, но и в действительности. По одну сторону от этой ниши - самолёты с фюзеляжами на 6 кресел в ряд и числом мест до 200-220 в варианте полностью экономкласса, по другую – машины с фюзеляжами на 9 кресел в ряд с числом мест от 330 и более. «Почти свободная» потому, что были ещё сильно удлинённые модификации Dc-8 (до 269 мест при шести креслах в ряду), но спрос на них был невелик и выпуск их был прекращён в том же 1972-м году в котором состоялся первый вылет А300 (причинной связи между этими двумя событиями нет, просто совпадение по времени).
7.4.1. Выбор диаметра фюзеляжа.
Очевидно, что число кресел в поперечном ряду салона экономкласса в самолёте, предназначенном для захвата этой ниши должно быть больше 6, но меньше 9, т.е., или 7 или 8. В любом случае не стоял вопрос о том, поместится ли багажник в подполье салона. Очевидно было и то, что, как при 8, так и при 7 креслах в ряду одного продольного прохода было недостаточно. Следовательно, нужны были два. Выбрав 8 кресел в ряду, Эрбас оставил задел на будущее в виде возможности создания удлинённых модификаций на существенно большее число мест. Что подтверждает создание А-340-600 у которого число мест в компоновке трёх классов равно 380 против 330 у L-1011 и Dc-10-10, при том же диаметре фюзеляжа, что у А-300.
После принятия принципиального решения о выборе восьми кресел в ряд оставалось выбрать то, от чего зависит уровень комфорта в салоне экономкласса. Как-то: ширину сидений, подлокотников и продольных проходов.
Примечание. Уровень комфорта зависит ещё от величины продольного шага кресел, который, однако, не влияет на ширину фюзеляжа.
В первом приближении, при одинаковом уровне комфорта, диаметр фюзеляжа, рассчитанного на установку восьми кресел в одном поперечном ряду меньше диаметра фюзеляжа на 9 кресел в ряд, на ширину одного сиденья, плюс ширину одного подлокотника, плюс уменьшение толщины слоя теплозвукоизоляции на 2-3 см, в сумме на 0,51-0,55 метра. Равный с L-1011 уровень комфорта можно обеспечить при диаметре фюзеляжа 5,42-5,46 м, а с Dc-10 – при диаметре фюзеляжа 5,55-5,59 метра. Выбор для А300 диаметра фюзеляжа 5,64 м, говорит о том, что Эрбас тогда не собирался экономить на комфорте. Эта тенденция видна и в его узкофюзеляжниках, у которых кресла и проходы в салонах заметно шире, чем у их ближайшего конкурента, всё того же Боинга-737. Автор не берётся судить о том, хорошо это или плохо влияет на конкурентоспособность. Что касается личного опыта, то, при тогдашнем собственном весе в 115-120 кг и росте 180 см, он не испытывал особого дискомфорта в салонах Ту-154 и Як-42 с такими же размерами кресел и проходов, как в Боинге-737. Да и тот факт, что Эрбас для А350 с салоном на 9 кресел в ряду выбрал диаметр фюзеляжа 5,96 м, т.е. чуть меньше, чем у L-1011, говорит о том, что родоначальники моды на уровень комфорта в салоне экономкласса, больший, чем в салоне Боинга-737, возможно, пришли к выводу, что эта мода подходит к концу.
7.4.2. Выбор типа двигателей для А300.
Эрбас в то время был не настолько богат, чтобы заказывать принципиально новые моторы специально для вновь создаваемого А300, как это делают у нас в России. Да и ожидать, когда они будут созданы, наверное, пришлось бы неприемлемо долго. Поэтому выбирать двигатели приходилось из тех, которые производились серийно, в самом крайнем случае с небольшой доработкой. С учётом этих ограничений выбирать приходилось между менее экономичными и уже относительно старыми для того времени двигателями с умеренной степенью двухконтурности (около единицы) и взлётной тягой около 10 тонн, или новыми по тем временам и более экономичными двигателями с большой степенью двухконтурности (от 4-х и более) и тягой около 20 тонн. Как известно, выбор был сделан в пользу более экономичных двигателей с большой степенью двухконтурности. Наиболее вероятная тому причина – постоянный рост цен на топливо.
7.4.3. Выбор числа двигателей.
Выбор двухмоторной силовой установки для А300 был самым спорным решением. Если бы разработчикам А300 были бы доступны двигатели с большой степенью двухконтурности и тягой 12-15 тонн, то несомненно, что, сделали бы А300 трёх или четырёхмоторным. Но у всех выпускаемых на тот момент экономичных двигателей с большой степенью двухконтурности номинальная взлётная тяга была около 20 тонн.
Есть такое понятие, как «дух и буква закона». Нормы безопасности ICAO –Закон для стран – членов. Для того чтобы соблюсти букву этого Закона для А300 было достаточно двух таких моторов. Проблема была в том, что сама идея двухмоторного самолёта, перевозящего без малого 300 пассажиров, с очевидностью противоречила духу Норм безопасности ICAO. Поблажки в их требованиях к безопасности, сделанные для поршневых двухмоторных самолётов, перевозящих не более 30-35 пассажиров (см. п. 7.2.1.3) стали лазейкой, позволившей юридически узаконить перевозку пассажиров на двухмоторном самолёте вдесятеро большей вместимости.
На первый взгляд, если соблюдена буква Закона, то дух Закона – чистой воды «лирика». Однако правления Эрбаса, и фирм-перевозчиков, несомненно, понимали, чем для них может обернуться эта «лирика» в случае более или менее серьёзного ЧП с угрозой жизням пассажиров по причине отказа одного из двух двигателей, даже если жертв и удастся избежать. Велик был риск, что конкуренты Эрбаса, Дуглас и Локхид, смогли бы добиться закрытия этой лазейки в Нормах безопасности ICAO, введя в них ограничения числа пассажиров, перевозимых на двухмоторном самолёте. Это понимали и потенциальные заказчики, чем и объясняется весьма тощий портфель заказов на А310 в первые годы его серийного производства. Дело дошло до того что властям предержащим ФРГ и Франции пришлось оказывать давление на национальных перевозчиков, чтобы принудить их покупать А300, хотя заказчикам и было очевидно, что, пока не произойдёт первая катастрофа, эксплуатировать этот самолёт на линиях средней протяжённости им будет намного выгоднее, чем L-1011 и Dc-10.
7.4.4. Выбор компоновки двигателей на А310.
Теоретически два двигателя на А300 можно было прикрепить или к крылу, или к кормовой части фюзеляжа. Второй вариант был плох тем, что планёр получался тяжёлым. До какого-то предела (около 50 тонн) утяжеление самолёта ещё компенсировалось улучшением аэродинамики, но поскольку масса двигателей, но тоннаж самолёта далеко выходил за пределы, в которых такая компоновка двигателей целесообразна (см. п. 5.2.3.1).
Напомним, что в случае с Боингом-737 компоновка двигателей на корме фюзеляжа была возможна и даже имела кое-какие преимущества перед компоновкой их под крылом, но от неё отказались ради того, чтобы создать запасы веса на случай возможного утяжеления самолёта в процессе проектирования (см. п. 7.2.1.2). Но в случае намного более тяжёлого А300 компоновка двигателей под крылом была, по сути дела, единственно возможным решением из числа изученных и апробированных.
7.4.5. Аргументы в пользу выбора нижнего расположения крыла и оперения палубной схемы.
Руководство Эрбаса, несомненно, понимало, что, выбрав двухмоторную силовую установки для трехсотместного самолёта, они исчерпали лимит на небесспорные решения. А потому выбор для всего остального консервативных решений, апробированных на серийно выпускавшихся пассажирских широкофюзеляжных самолётах, был наиболее разумным.
7.5. Итого имеем, что в случае А300, как и в случае Боинга-737, применение «классики» было вынужденным решением.
Конкретно повторим по пунктам:
7.5.1. Число двигателей.
Как в случае Боинга-737, так и в случае А300, не было подходящих двигателей для силовых установок с большим числом моторов. В самом деле, если бы, да кабы, да во время работы над 737-м Боингу доступны были бы двигатели с тягой 4-4,5 тонны и удельным расходом топлива не хуже, чем у JTD8D-7, он едва ли стал заморачиваться с «классикой». Взял бы негерметичную хвостовую часть от 727-го и, быть может, облегчил бы её в связи с уменьшением веса двигателей. А, может быть, даже и оставил бы, как есть. Затем бы масштабировал крыло и шасси, и вся недолга. Быстро и дёшево, плюс возможность рекламным службам «потыкать носом» конкурентов с их бывшими «регионалами» в то, что они, такие-сякие, пользуются лазейками в Нормах безопасности узаконенный бюрократами от ICAO, разумеется, с соблюдением всех законов о рекламе.
Аналогично, если бы, да кабы да для Эрбаса во время работы над А-310 были доступны бы двигатели с тягой около 10 тонн, и удельным расходом топлива, как у CF6-50C, то быть бы А-310 четырёхмоторным.
Таким образом, в обоих случаях применение двухмоторной силовой установки было вынужденным решением, обусловленным отсутствием экономичных двигателей, оптимальных для силовых установок с большим числом моторов.
7.5.2. Компоновка двигателей А300.
Выше уже говорилось, что «без запасов проектировать нельзя». И что в случае Боинга-737 при компоновке двух двигателей на корме, не оставалось бы запаса веса, из-за чего их и перенесли под крыло.
В случае намного более тяжёлого А300 вступали в свои права закон квадрата - куба и коэффициент роста масс, равный 6. В совокупности эти два фактора привели к тому, что компоновка двух двигателей А300 на корме фюзеляжа была и вовсе исключена из-за неприемлемо большого увеличения веса. Таким образом, у разработчиков А-300 по сути дела не было иных вариантов компоновки двигателей, кроме как разместить их под крылом, повторив схему силовой установки на Боинга-737.
7.5.3. Выбор палубной схемы оперения.
У разработчиков Боинга-737 была возможность выбора между двумя хорошо исследованными прототипами, палубным оперением от Боинга-707 и масштабированным Т-образным от Боинга-727. Думается, что им было виднее, какое именно выбрать.
7.5.4. О наиболее вероятной причине выбора для А300 оперения палубной схемы.
Несомненно, что преимущества V-образного оперения были в Эрбасе, кому надо, хорошо известны. Но там, наверное, отдавали себе отчёт и в том, что, применив двухмоторную силовую установку, они исчерпали свой лимит на новшества и во всём остальном лучше быть максимально консервативным. Отсюда – и выбор оперения палубной схемы, как на всех широкофюзеляжных пассажирских самолётов.
7.5.5. Из сказанного выше в пунктах 7.5-7.5.3 следует, что, как в случае Боинга-737, так и А-300, принятие решений, вследствие которых оба этих самолёта оказались выполнены по одной и той же схеме, ныне ставшей классической, было продиктовано конкретными обстоятельствами, имевшими место во время создания этих самолётов. Прежде всего тогда не было двигателей, которые, с одной стороны, подходили бы по тяге для силовых установок с большим числом моторов, а, с другой были бы не хуже выбранных двигателей по величине удельного расхода топлива.
8. О пороках технической политики РФ в области пассажирского самолётостроения.
Из сказанного выше следует, что, по крайней мере, некоторые из решений, определивших облик «классики», были вынужденными, продиктованными совокупностью обстоятельств, имевшей место при создании Боинга-737 и А300. Иначе говоря, начальных и граничных условий, в которых решались задачи создания этих самолётов. Очевидно, что в иных условиях оптимальной может оказаться иные общие схемы силовых установок вновь создаваемых пассажирских самолётов.
8.1. Особенности постановки задач создания Superjet´а и МС-21 по сравнению с задачами создания Боинга-737 и А300.
Главных особенностей здесь две.
Первая. Для обоих вновь создаваемых российских самолётов двигатели создавались вновь, что позволяло их «творцам» заказать создание любых двигателей, лишь бы их параметры были реально достижимыми.
Вторая. Лимиты времени и денег, которые можно было безнаказанно потратить на создание Superjet´а и МС-21 были намного большими, чем при создании Боинга-737 и А-300.
Короче, начальные и граничные условия, в которых решались задачи создания Superjet´а и МС-21 были, без преувеличения, роскошными по сравнению с теми, в которых создавались Боинг-737 и А300.
8.2 Если бы, да кабы, или ещё немного лирики.
У нас давно забыли про интервью, данное С.В. Ильюшиным «Известиям» в начале шестидесятых годов прошлого века. А напрасно. В нём он сказал, что, создав Ил-18, его ОКБ решило первую часть задачи, которую само поставило перед собой: дало стране самолёт, позволивший, при безусловной высокой рентабельности Аэрофлота, уравнять цены авиабилетов и билетов на проезд в жёстком купейном вагоне. И что сейчас его ОКБ решает вторую часть задачи: работает над самолётом, названным ими «Россия», который позволит снизить цены на авиабилеты до стоимости проезда в жёстком плацкартном вагоне.
Но вскоре состоялся уже упомянутый выше визит Н.С. Хрущёва во Францию, после которого в условия задач создания новых пассажирских самолётов было внесено дополнительное ограничение. А именно – двигатели – только на корме фюзеляжа и никак иначе. И вместо «России» страна получила Ил-62. Да, сотрудники ОКБ сделали всё, что могли и в итоге получился неплохой самолёт, несмотря на то, что его тоннаж втрое превысил оптимальный для такой компоновки моторов, а четыре мотора на корме – наихудший в весовом отношении вариант из всех возможных. Те, кого интересуют подробности могут найти их в книге ведущих сотрудников этого ОКБ В.И. Шейнина и В.М. Козловского «Весовое проектирование и эффективность реактивных пассажирских самолётов».
Но в случае с руководящим указанием: «моторы на корме и никак иначе», страна хотя бы знает своего героя. А само по себе это ограничение давно уже не актуально. Лет десять спустя на смену хрущёвским веригам пришли новые: «только «классика» и никак иначе», которые висят на шее разработчиков и по сей день, поскольку стали основой технической политики России в области пассажирского самолётостроения. И народ вправе знать, имена всех тех, кто учинил это насилие над инженерным здравым смыслом и продолжил его и по сей день, одно из многих последствий которого мы видим в таблице 2-1.
И пока это насилие будет продолжаться даже мало-мальски талантливых инженеров не заманить в наше пассажирское самолётостроение никакими коврижками. Потому как талантливому инженеру, было бы стыдно сделать самолёт, хуже того, который сделали полвека назад его английские коллеги, которые тогда и мечтать не могли о современных технологиях, материалах и комплектующих. Бездарностям же, как с гуся вода. Стыд глаза не выест (см. таблицу 2-1).
8.3. Три «краеугольных камня», лежащих в основе технической политики России в области пассажирского самолётостроения, как главная причина нашего отставания от Запада.
Эти «краеугольные камни», давно превратившиеся в булыжники на шее, хорошо видны на Superjet´е и МС-21. Грамотному инженеру, почему-то не желающему их видеть, нужно завязать глаза плотной чёрной повязкой. Вот эти три «краеугольных камня», точнее, «три булыжника»:
8.3.1. «Только «классика» и никак иначе».
8.3.2. Вновь создаваемая «классика» должна быть изначально лучше аналогичных Боингов и Эрбасов.
8.3.3. Негласный, но категорический запрет подстраховки малобюджетными альтернативными разработками на случай неудачи основной.
Первый «краеугольный камень», а точнее - булыжник на шее запрещает тем инженерам, которые реально могут и хотят создать самолёты лучше тех, которые делают Боинг и Эрбас, единственный возможный путь к достижению этой цели. А именно, запрещают использовать недостатки «классики».
Потуги превзойти Запад, создавая «с нуля» свою классику были бы смешны, если бы их последствия не были бы столь трагичны для нашего пассажирского самолётостроения.
Второй «краеугольный булыжник» вреден тем, что многократно усиливает вред от первого булыжника, тем, что необратимо портит руководящие кадры, открывая путь «наверх» тем, кого на пушечный выстрел нельзя подпускать к руководству чем-либо по причине ущербности их деловых и/или моральных качеств, и закрывая его тем, кто могли бы причинить максимальную пользу.
Дело в том, что грамотный инженер не может не видеть, что задача сделать «классику» лучше той, которую делают Боинг и Эрбас, невыполнима. А, значит, не отдавать себе отчёт в том, что поступает непорядочно, соглашаясь решать заведомо невыполнимую задачу.
Причина невозможности превзойти Боинг и Эрбас, создавая свою новую «классику», вполне очевидны любому грамотному машиностроителю, даже не связанному с авиацией. Боинг-737 и А300 создавали талантливые инженеры. Потом созданная ими «классика» была «вылизана до блеска» в ходе множества модификаций, с учётом опыта, приобретённого за многие миллионы часов эксплуатации тысяч машин. А потому задача взять, да в один присест создать «классику» лучше изделий Боинга и Эрбаса, едва ли силам даже гениям, каковых в системе Департамента Авиации Минпромторга РФ давно нет, и при его теперешней технической политике быть не может. Да если бы они и были, то не согласились бы работать, будучи связанными по рукам и ногам, если не безграмотным, то вредительским требованием делать непременно «классику», при очевидном для них наличии намного лучших решений. Из чего следует, что второй «краеугольный булыжник» в сочетании с первым, открывает путь на верх, либо тем, кто не ведают, что творят, либо профи с каучуковой совестью, позволяющей им подряжаться делать непосильную для них работу.
Третий «краеугольный булыжник» ещё более усугубляет вред, причиняемый двумя первыми. Дело в том, что для того, чтобы, при наличии подходящих двигателей, сделать и довести до ума новый самолёт нужно лет пять, а на то, чтобы сделать новый двигатель нужно, как минимум, вдвое больше времени. Из чего следует, что если самолёт и двигатель для него начать проектировать одновременно, то инвестиции в самолёт будут омертвлены лет на пять. Избежать этого можно, если параллельно с основным вариантом самолёта разрабатывать его модификацию с отечественными серийными двигателями. Затраты на создание такой модификации ничтожны. Да, замена на самолёте МС-21 двигателей ПД-14 на Д-30 КП привела бы к ухудшению коэффициента топливной эффективности с 17 до 22 грамм на пассажиро-км. Но, дополнительные издержки на покупку топлива, по крайней мере частично, компенсировались намного меньшей ценой Д-30КП по сравнению с ПД-14. Зато, такой самолёт уже давно возил бы пассажиров, а применение хорошо доведённого мотора позволяло разнести во времени процессы «лечения» «детских болезней» самолёта и двигателя ПД-14. Но, увы, на то, чтобы сделать вариант МС-21 с американским двигателем PW1521G деньги нашлись, а о том, чтобы сделать вариант с серийным российским двигателем не было и речи.
Заключение.
1. Нет и быть не может такой общей схемы пассажирского самолёта, которая была бы оптимальной для всех и во всех случаях жизни.
2. В среднесрочной перспективе «классика» оптимальна для западных производителей самолётов и двигателей, поскольку обеспечивает максимально возможные объёмы сбыта при минимальных затратах на создание новых модификаций, а также правительствам Западных стран, поскольку обеспечивает максимально возможный ВВП, а, значит, и налогооблагаемую базу.
3. Вместе с тем, «классика» далеко не оптимальна для пассажиров, так как есть такие альтернативные ей схемы, которые обеспечивают меньшую цену самолёта, и меньшую цену билетов, при большем уровне безопасности при отказе двигателей.
4. Основой широко распространённого в России мнения о якобы непревзойдённых достоинствах «классики» являются не результаты инженерно-экономических расчётов, а либеральная идеология российского разлива, согласно которой пресловутое «так делают на Западе» является высшим критерием правильности выбранного решения.
5. Широкое внедрение новейших авиационных материалов и технологий в XXI веке не привело ни к сокращению сроков создания новых самолётов, ни к повышению уровня их весового совершенства. В XXI веке никто так и не смог хотя бы приблизиться к достигнутым в середине 60-х годов рекордным результатам (менее года от начала проектирования до первого вылета и 205 кг веса пустого снаряжённого самолёта на одно кресло в салоне).
6. При наличии талантливых инженеров уровня тех, что создавали Боинг-747 или Ил-18, для того, чтобы сделать пассажирские самолёты, подавляюще превосходящие западную «классику», достаточно тех материалов, технологий и двигателей, которыми СССР располагал полвека назад.
8. Очевидная неспособность современных «творцов крылатых машин», как наших, так и западных должным образом использовать преимущества новейших технологий и материалов есть следствие, как минимум, трёх факторов:
а) их бездарности по сравнению с теми инженерами, которые работали в СССР и на Западе 50-60 лет тому назад;
б) сильно завышенной оценки властями предержащими «творческих» возможностей искусственного интеллекта;
в) неспособностью «эффективных менеджеров» эффективно управлять творческими процессами создания самолётов, в которых они, «выражаясь строго по-научному не вяжут, ни уха, ни рыла».
9. Думается, в связи с изложенным, политическому руководству РФ было бы весьма нелишне иметь несколько планов действий на случай, если какая-то страна или группа стран, не входящих в коллективный Запад, решит сделать ставку на талантливых инженеров, способных эффективно использовать недостатки, принципиально присущие «классике» для того, чтобы вытеснить её с мирового рынка.