Пермское МКБ с самого начала своего создания в 1939 году уделяло большое внимание перспективным разработкам.

П. А. Соловьев после ухода из жизни в 1953 году А. Д. Швецова стал одним из самых молодых главных конструкторов в стране. В то же время он уже обладал очень большим опытом конструирования и доводки двигателей, а главное – имел очень ценное качество – дар предвидения, основанный на теоретических знаниях и интуиции. Этот дар, подкрепленный расчетами специалистов МКБ, помог своевременно определить правильное направление в выборе перспективной на многие годы схемы двигателя – двухконтурной.

Проявляя умение «показать товар лицом», П. А. Соловьев доказывал расчетами, что двухконтурные двигатели обладают выдающимся набором экономических и эксплуатационных характеристик, позволяют реализовать высокие степени сжатия в компрессоре и высокие температуры газа перед турбиной при малых потерях с выходной скоростью отбрасываемого потока. Последующая история развития мирового двигателестроения подтвердила правильность сделанного тогда выбора. П. А. Соловьева можно вправе считать первопроходцем по развитию двухконтурных двигателей у нас в стране, а пермское МКБ – передовой лабораторией по их разработке. 1955 год. Первый в этом ряду двигатель Д-20 (R=6800 кгс) представлял собой двухвальный двухконтурный (m=1,5) двигатель с форсажем в наружном контуре. Д-20 проектировался и испытывался в 1955–1956 годах, и работы по его доводке позволили получить ценные данные для создания двигателей подобной схемы.

1956 год. Выдающимся для своего времени проектом стал двухконтурный двигатель Д-21. Двигатель был спроектирован по одновальной схеме с общей форсажной камерой, с высокой температурой перед турбиной (ТСА*=1400 К) и рассчитан на очень высокую сверхзвуковую скорость полета. При этом МКБ взяло на себя разработку регулируемого сверхзвукового воздухозаборника, сложного и ответственного узла, традиционно проектировавшегося и создававшегося самолетчиками. Испытания, проведенные в ЦАГИ, подтвердили, что всережимный воздухозаборник, разработанный в МКБ по оригинальной осесимметричной схеме, по своим параметрам значительно превосходил существующие образцы. Двигатель Д-21 намного опередил свое время. Аналогичный одновальный ТРДДФ, но на несколько меньшую скорость полета – французский двигатель М-53 для самолета «Мираж 2000» создан на 20 лет позже. К сожалению, работы по двигателю Д-21 в 1960 году были остановлены в связи с прекращением работ по самолету.

1966–1967 годы. Спроектирован, изготовлен и испытан двигатель Д-30Ф (изделие 38) на тягу Rф=11,5 тс, а в 1971 году двигатель № 38-04 прошел испытание на высотном стенде ЦИАМа для проверки работоспособности форсажной камеры при малых давлениях воздуха на входе в двигатель.

Проекты 50–60-х годов ХХ века (Д-20, Д-21 и Д-30Ф) опережали свое время, так как еще долгие годы в сверхзвуковой авиации господствующее положение занимали одноконтурные ТРД, однако требование многорежимности (сочетание дозвуковых и сверхзвуковых скоростей полета), лучшие эксплуатационные характеристики и ряд других преимуществ привели к тому, что и в сверхзвуковой авиации всего мира двухконтурные двигатели в 70-х годах стали занимать доминирующее положение.

Впервые в стране

Предварительные работы в МКБ по созданию форсажного двигателя Д-30Ф6 начались согласно приказам Министерства авиационной промышленности (МАП) от 27.01.1970 года и от 16.08.1971 года, а полномасштабные НИОКР – позднее на основании постановления ЦК КПСС и Совета Министров от 12.05.1974 года и приказа МАП от 01.07.1974 года. В короткое время, используя опыт, полученный при создании демонстрационного двигателя (изделия 38), был разработан проект нового сверхзвукового ТРДДФ Д-30Ф6.

Двигатель проектировался с использованием аэродинамики компрессоров моторов Д-30 (Ту-134) и Д-30КУ/КП (Ил-62 и Ил-76) при необходимых конструктивных изменениях, обусловленных новыми условиями эксплуатации.

Выбор в 1955 году размерности газогенератора и его семиступенчатого компрессора высокого давления (КВД) для ТРДД Д-20 позволил, не меняя размерности базовых семи ступеней, создать семейство ТРДД с тягой от 5,5 до 16 тс.

Из воспоминаний В. М. Чепкина (в то время заместителя главного конструктора в пермском МКБ, позднее генерального конструктора ОКБ имени А. М. Люльки): «Революционность вновь разрабатываемого двигателя заключалась в том, что двухконтурный двигатель со степенью сжатия 22 мы применили для самолета, который летает на скорости 3000 км/час. Нам все говорили, что такой мотор не получится, поскольку мы довели показатель температуры газа перед турбиной до 1640 К, когда по тем временам все летали на уровне 1400 К. Конечно, такие изменения потребовали новой системы охлаждения, новых материалов лопаток и дисков турбин, новой идеологии доводки двигателя. Проблем была масса, споры были страшные, мы получили огромное количество отрицательных заключений, в том числе и от Центрального института авиационного моторостроения (ЦИАМ). Но мы смогли всех убедить».

Был решен ряд новых вопросов: выбраны оптимальные параметры двигателя, в частности степень двухконтурности m=0,5, ставшая классической для многих последующих проектов двигателей подобного назначения у нас в стране и за рубежом, выбраны параметры и программы регулирования трех контуров двигателя (основной контур, контур регулирования сопла и контур регулирования расхода топлива форсажной камеры), обеспечивающие поддержание оптимальных тягово-экономических и эксплуатационных характеристик двигателя.

В частности, была разработана специальная программа повышения температуры газа перед турбиной с увеличением скорости полета самолета. Это обеспечило получение требуемой тяги во второй критической точке: на высоте 20 км и при скорости полета 2500 км/час. Позже ученые ЦИАМа назвали это «температурной раскруткой». Таким образом, была разработана методика получения крутой скоростной характеристики двигателя, ставшая впоследствии также классической для последующих проектов.

Особо необходимо выделить разработку системы автоматического управления и топливопитания (САУ и ТП), где впервые в отечественной практике была спроектирована и внедрена ЭВЦМ в качестве основного регулятора режимов работы ТРДД (РЭД-3048). Работы по этой системе были выполнены в Пермском агрегатно-конструкторском бюро (ПАКБ) под руководством главного конструктора А. Ф. Полянского, а затем Г. И. Гордеева.

По причине низкой в то время надежности элементной базы на двигателе Д-30Ф6 были установлены две системы управления: основная – цифровая РЭД-3048 и дублирующая – гидромеханическая САУ.

Идеология, алгоритмы и доводка электронно-гидро-механической САУ и ТП выполнялись совместно специалистами МКБ П. А. Соловьева и ПАКБ (в настоящее время ОАО «СТАР»).

Впервые в нашей стране для анализа нестационарного теплового состояния топливо-масляной системы высокотемпературного двигателя была применена математическая модель, что позволило не отправлять двигатель в ЦИАМ для испытания на высотном стенде. Тепловое состояние системы в полетных условиях было проанализировано с помощью матмодели. Полученные данные увязали с результатами стендовых, а затем и летных испытаний. Данную работу высоко оценили специалисты ЦИАМа и в дальнейшем зачли на государственных испытаниях двигателя.