Авиация и космонавтика 2009 12

Некоторые основные данные Ту-2000:

длина самолета, м………………….75,0

размах крыла, м……………………..28,0

высота самолета, м………………..19,0

площадь крыла, кв. м…………..430,0

взлетная масса, т……………250- 280

посадочная масса, т………………..120

Силовая установка:

- 6 х ТРДДТ типа Д-100 по 30,0 - 32,0 тс

6 х ШПВРД с геометрическим и тепловым регулированием

ЖРД с суммарной тягой 50 т. В первоначальном варианте ВКС Ту-2000 с ГПВРД имел следующие особенности:

- комбинированная двигательная установка из ТРДДТ, работающих до М = 6, ГПВРД, работающего в диапазоне М = 6 - 1 3 и линейного ЖРД, работающего в диапазоне от М = 6 и до М, соответствующего выходу на заданную орбиту;

горячая конструкция крыла и оперения, основным конструкционным материалом которых является никелевый сплав;

регулируемый воздухозаборник, обеспечивающий функционирование как ГТД, так и ПВРД, и закрывающий вход в двигатели на тех этапах полета, когда они не работают.

Все это требовало решения сложных технических проблем, в частности требовалось создать высокотемпературный вентилятор для ТРД (ТРДДТ) с рабочей температурой лопаток 2000 град. С, сложный высоко-нагруженный воздухозаборник и т.д.

Принципиально снятие этих проблем возможно путем внедрения ШПВРД вместо ГПВРД, разделением газотурбинной и прямоточной частей двигательной установки для ТРД и ШПВРД (ТРД со своим убираемым воздухозаборником на верхней части корпуса самолета, а ПВРД -на нижней. При этом диапазон работы ТРД ограничивается по верхней границе числом М = 2 - 2,5, что должно снять температурные проблемы с разработки ТРД. ШПВРД в этом случае работает в диапазоне скоростей полета от М = 2 - 2,5 до М = 20-25. Такой ВРД невозможно создать без глубокого регулирования его геометрии в зависимости от числа М полета во всем диапазоне его работы. С установкой ШПВРД значительно снижается потребная тяга ЖРД (более чем в три раза) и время его работы на активном участке. Поэтому, если в варианте с ГПВРД целесообразна установка одного большого разгонного линейного ЖРД в комбинации со специальными ЖРД системы орбитального маневрирования (ЖРД СОМ), то в случае ШПВРД возможна установка двух более легких ЖРД, используемых и для орбитального маневрирования. В варианте с ШПВРД общее количество топлива уменьшается почти на 20%, в то время как заправляемое количество жидкого водорода увеличивается на 40%. Поэтому объем топливных баков и габариты фюзеляжа в варианте с ШПВРД больше, он более критичен к весовому совершенству конструкции криогенных баков.

В ходе разработки элементов программы Ту-2000 и программы криогенных самолетов были освоены многие передовые и прорывные технологические процессы, освоены перспективные материалы. В частности, освоено производство и внедрение композиционных трубопроводов, в том числе криогенных, созданы различные агрегаты систем авиационной криогенной техники (насосы, клапана и др.). Освоены технологии производства методом намотки крупногабаритных композиционных баков, в том числе и криогенных. На основе этих технологий возможно создание криогенных баков для ракетно-космической и авиационной техники с удельной массой менее 20 кг/м2. Подобные технологии позволяют изготавливать фюзеляжи самолетов из углеродного композиционного материала методом намотки с удельной массой менее 10 кг/м2. В ходе разработки программы были освоены технологии изготовления полуфабрикатов и агрегатов самолета из высокотемпературных титановых сплавов (t раб. до 600 град. С) для аэрокосмической промышленности.

Ту-2000

Общепризнано, что наиболее рациональным типом конструкции крыла для гиперзвуковых летательных аппаратов является «горячая» конструкция. «Горячая» конструкция консолей крыла (а также оперения) позволяет вообще обходиться без теплоизоляции или иметь минимальную теплозащиту (при особо сильном нагреве, как например для ВКС). Крыло являлось объектом тщательного изучения, так как оно должно нагреваться в полете до 500 - 550 0 С, обладая при этом необходимой прочностью, оставаясь легким и жестким, сохраняя необходимые геометрические обводы.

При разработке конструкции крыла гиперзвукового летательного аппарата предусматривается целый набор конструктивных решений, обеспечивающих при нагреве компенсацию температурных деформаций. Прочностной и тепловой анализ крыла показали, что наиболее подходящим конструкционным материалом крыла является жаропрочный титановый сплав. В ходе работ по Ту-2000, с распространением результатов на проекты гиперзвуковых самолетов, проводились экспериментальные работы по исследованиям формообразования гофра и гибки поясов лонжеронов, а также точечной сварки на образцах из реального материала. Для Ту-2000А был первоначально выбран никелевый сплав в качестве основного, так как это позволяло изготовить наиболее простое крыло экспериментального самолета первого этапа с максимальной скоростью полета, соответствующей М=6, вообще без теплоизоляции. Для полноразмерного ВКС этот вариант с теплоизоляцией имел, по расчетам, преимущество по массе по сравнению с конструкцией крыла из алюминиевого сплава (ВКС «Буран») и из титанового сплава. Механические и технологические свойства жаропрочного никелевого сплава были исследованы на элементарных образцах. Были изготовлены элементы конструкции гиперзвукового летательного аппарата (гофровые панели, лонжероны) с отработкой технологии штамповки, сварки, механообработки. Был изготовлен модельный кессон крыла с габаритами 2 х 1 м и проведены его теплопрочностные испытания в специальной установке. Изготовлен натурный кессон крыла ВКС размером 4x10 метров для теплопрочностных испытаний.

Никелевый сплав имел достаточную пластичность, обеспечивающую хорошую штамповку для качественного образования гофра, отличную свариваемость точечной, роликовой и аргонодуговой электросваркой без потери свойств. Однако в целом испытания сплава в реальных конструкциях дали больше отрицательных результатов. Уже при изготовлении не удалось полностью избавиться от коробления. Механические и тепловые методы правки не дали полностью положительных результатов. Кессон, выполненный из никелевого сплава сохранял геометрические размеры и выдерживал заданные нагрузки при нагреве до 700° С. Вместе с тем, при остывании верхняя обшивка кессона теряла устойчивость, появлялось коробление, что говорило о высоком уровне остаточных напряжений в конструкции, отмечались явления ползучести под нагрузкой при высоких температурах. Переход на титановый сплав позволил избавиться от многих конструктивных и технологических недостатков исходной конструкции.