Так на двигатель для новых многообещающих самолетов «Москва» (позднее Ил-18) и «Украина» (позднее Ан-10) был объявлен конкурс, в котором приняли участие Запорожское ОКБ А.И. Ивченко и Самарское ОКБ Н.Д. Кузнецова.

Первый «кузнецовский» двигатель ТВ-2 позже неявно считался как бы НК-2, а дальнейшие порядковые четные индексы отсчитывались от этого первого образца (НК-4, НК-6, НК-8). Несмотря на «однородность» индексов, это были совершенно разные двигатели: НК-4 — турбовинтовой, НК-6 — мощный двухконтурный с форсажной камерой в наружном контуре для сверхзвукового разведчика-бомбардировщика Ту-22, а НК-8 — двухконтурный средней мощности для дозвуковых магистральных самолетов Ту-154 и Ил-62. По «немецкой» традиции существенно более мощный двигатель на базе ТВ-2 получил «прибавку» +10 в индексе и стал известен как НК-12, хотя исторически он появился раньше, чем тот же НК-8. Позже для удобства определения привязки двигателя к самолету использовался индекс самолета (НК-22 для Ту-22, НК-86 для Ил-86). Аналогично истории получения индекса НК-12 прибавкой «десятки» к НК-2 более мощный двигатель для Ту-160 на базе НК-22 получил индекс НК-32.

Итак, на конкурс Ил-18 и Ан-10 представляются проекты турбовинтового НК-4 и первого запорожского газотурбинного двигателя (но уже с амбициозными инициалами главного конструктора) АИ-20 в классе мощности 3000 л.с., т. е. ниже, чем у последних поршневых моторов АШ-2К и ВД-4К. Последующая модификация АИ-20М как раз сравнялась по мощности с «поршневиками» — 4000 л.с., но в отличие от последних весила в два раза меньше. Проект АИ-20, а затем и его реализация в газотурбинной части представлял собой, по сути, еще все ту же немецкую разработку БМВ 109–003. Да и как иначе? ОКБ А.Г. Ивченко не имело никакого опыта создания газотурбинных двигателей, чтобы за два года спроектировать и предъявить на госиспытания новый двигатель. Особенно это касается малонагруженного осевого 10-ступенчатого компрессора и камеры сгорания. Хотя по сравнению с «Дартом» АИ-20 был неплох. Отсюда и «консервативность» проекта по уровню параметров (степень сжатия 7,6 и температура газа перед турбиной 900 °C, позволяющая ее сделать неохлаждаемой): основной вклад в экономичность силовой установки должен был внести высокоэффективный движитель, т. е. винт с его высоким кпд преобразования работы цикла в тяговую работу, а не газотурбинный двигатель, преобразующий теплоту сгорания топлива в работу термодинамического цикла.

Отдельно надо сказать несколько слов о камере сгорания. Главными проблемами создания эффективной камеры сгорания всегда стесненного в размерах авиационного ГТД являются:

• Малая скорость распространения пламени (10 м/с) из-за низкого коэффициента теплопроводности газа (передачатепла идете помощью молекулярных столкновений по закону Фурье, а газ имеет невысокую плотность, т. е. малое количество молекул в обьеме).

• Сильная или, как принято говорить, экспоненциальная (закон Аррениуса) зависимость скорости химических реакций горения от температуры рабочего тела.

Отсюда организация устойчивого горения и, что не менее важно, розжига камеры сгорания, особенно при отрицательных температурах зимой или на высоте определяет габариты камеры сгорания (поперечный и продольный) и схему организации горения. Малая скорость распространения пламени (10 м/с) входит в противоречие с большой скоростью потока в основных узлах двигателя (в среднем 300 м/с), которая только и позволяет иметь минимальный «лоб» авиационного двигателя. Если ориентироваться на ламинарную скорость горения, то никакого малогабаритного авиационного двигателя не получится, а получится прямоточный котел, как на ТЭЦ, величиной с дом. Минимально допустимая скорость по тракту двигателя составляет 100 м/с (в десять раз выше скорости горения) и даже в этом случае, если посмотреть, то наиболее габаритные места в двигателе расположены как раз в районе камеры сгорания (что основной, что форсажной), где и реализуется этот «пониженный» уровень скорости. Дальнейшее снижение скорости потока до требуемого для устойчивого горения уровня 10 м/с (там, где скорость потока должна быть равна скорости распространения пламени) обеспечивается только в локальной зоне (собственно в зоне горения) созданием обратных токов с помощью, например, постановки плохо обтекаемого тела с поперечным вихреобразованием или организацией осевого вихря с помощью специального завихрительного устройства. Так в ядре вихря создается полный спектр осевых скоростей: от отрицательных значений в ядре вихря (обратный ток) с переходом через ноль до 100 м/с, включая и желаемые для нас 10 м/с, на периферии вихря.

Продольный габарит камеры сгорания определяется низкой скоростью горения при отрицательных температурах окружающего воздуха. Для того чтобы процесс горения завершился в пределах геометрических размеров камеры сгорания, необходимо время. А в движущемся газе, да еще со скоростью 100 м/с, соответственно длина, равная произведению скорости потока на время реакции. Если посмотреть на двигатель, например, ВК-1,то мы увидим, что камера сгорания имеет внушительные размеры в сравнении с компрессором, которые как раз и определяются вышеизложенными соображениями.

Кроме этих проблем, существуют еще и проблемы обеспечения теплового состояния и ресурса как самой камеры сгорания, так и расположенной за ней турбины. Ведь локальная температура в зоне горения достигает 2000 °C, и если хорошо не перемешать продукты сгорания с воздухом, то можно «сжечь» турбину, т. е. ее лопатки. В общем, создание камеры сгорания с «нуля» требует длительной и кропотливой работы опытных инженеров и менее чем за десять лет приличную камеру сгорания создать трудно.

Основные исследовательские работы по нахождению оптимальной схемы организации горения провели немецкие инженеры. Решения, предложенные ими, стали классическими и, по сути, не изменялись в течение пятидесяти лет. Только в последние два десятилетия в связи с изменением приоритетов в сторону уменьшения эмиссии вредных веществ (окислов азота и углерода) появились инновации в области проектирования камер сгорания.

Камера сгорания немецкого БМВ 109–003 — прототип всех камер сгорания.

А что же с камерой сгорания АИ-20? А там мы увидим зрелую конструкцию, имеющую основные черты камеры сгорания немецкого двигателя БМВ 109–003. Типология камер сгорания авиационного ГТД имеет две основных ветви: кольцевая и трубчатая. В первом случае камера сгорания имеет кольцевую форму тора, а во втором — несколько (от 6 до 12) отдельных цилиндрических труб, объединяющихся в кольцевое сечение перед самой турбиной. Немецкие инженеры делали и кольцевые (БМВ 109–003), и трубчатые камеры сгорания («Юмо» 109–004). На двигателе АИ-20 стоит камера сгорания БМВ 109–003 один к одному — кольцевая с характерными, погруженными в поток, патрубками смешения воздуха с горячим газом и пусковой форкамерой. Кстати, она и сегодня смотрится вполне современно.

ОКБ Н.Д. Кузнецова к этому времени (1956 г.) было, конечно, значительно более опытным, работая над «настоящим» двигателем НК-12 с уровнем мощности, не имеющим аналогов в мире. Самарские инженеры разработали на конкурс значительно более инновационный проект НК-4, содержащий, в частности, и вошедшие в моду сверхзвуковые ступени компрессора, что позволило сократить габариты и вес двигателя. Компрессор был шестиступенчатый (на 4 ступени меньше, чем в АИ-20!) со степенью сжатия 7,9. Как вспоминает А.П. Зленко, бывший тогда начальником отдела компрессоров в ОКБ А.Г. Ивченко: «Когда проекты двигателей НК-4 и АИ-20 были готовы, их представили на утверждение в ЦИАМ. Первым докладывал Н.Д. Кузнецов, за ним — А.Г. Ивченко. В перерыве члены НТС обменивались мнениями, и я услышал, как один из сотрудников ОКБ Кузнецова сказал: «Проект НК-4 — это «изящная француженка», а АИ- 20 — это «украинская баба». Выручил, как всегда, А.Г. Ивченко, нашедший достойный ответ: «Посмотрим, как поведет себя «француженка» зимой, а «украинская баба», наша «Наталка-Полтавка», морозов не боится» (Виленский Ю., Муравьев Ю., с. 149). Речь шла, скорее всего, как раз о розжиге камеры сгорания при отрицательных температурах, что всегда является проблемой.