Авиация и космонавтика 2003 10

Схема двигателя SteamJet (позиции слева направо) 1 – инжектор, 2 – теплообменник, 3 – ТРД

Экспериментальный СПВРД созданный по программе Х-30

Экспериментальный комплекс Центра Лэнгли с высокотемпературной аэродинамической трубой НТТ ПОДПИСИ С ЛЕВОГО НИЖНЕГО УГЛА 1 – хранилище жидкого кислорода, 2 – баки с метаном, 3 – рабочий резервуар жидкого кислорода, 4 – корпус с экспериментальной установкой, 5 – корпус емкостей с воздухом, 6 – труба выравнивания давления, 7 – диффузор, 8 – транспортировочные баки с водородом

При длине 27,1 м и размахе крыла 27,4 м взлетная масса ступени составит 36,3 т. Силовая установка самолета комплектуется четырьмя усовершенствованными турбовентиляторными двигателями серии F100 фирмы Pratt and Whitney. Эти ТРДДФ со встроенной системой MIPCC обеспечат тяговооруженность системы, близкую к значению 2:1.

Самолет MPV рассчитывается на взлет с обычной аэродромной полосы. Достигнув высоты 9 км, аппарат в форсажном режиме совершит «горку» с разгоном до скорости М=4 на высоте 36 км, после чего силовая установка будет отключена, и самолет продолжит подъем в свободном полете. Отделение ракетного блока массой 7,3 т должно производиться при приближении к апогею траектории на высоте 58-60 км. После входа в атмосферу самолет с включенными двигателями вернется в месту старта.

Энергетические характеристики системы RASCAL позволят доставлять на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км спутники массой 115 кг, о на такую же по высоте орбиту с наклонением 28,5° грузы массой 180 кг. При этом изучаются возможности использования системы для выведения грузов на баллистические траектории.

Среди других показателей проектируемой системы в печати отмечаются следующие: стоимость запуска не должна превышать 750 тыс. долл., период послеполетного обслуживания определен в 24 часа, а оперативность проведения старта в 1 час.

Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД), относящиеся к классу бескомпрессорных ВРД, достаточно широко используются с 50-х годов в составе боевых ракет различных типов. Данные силовые установки отличаются простотой конструкции и незначительной стоимостью изготовления, но эффективно работать они могут в скоростном диапазоне от М=2,5-3 (то есть – необходимы дополнительные средства для разгона летательного аппарата) до М-5-6.

Значительного увеличения скорости полета (до значений М=10-12) позволяют достичь ПВРД со сверхзвуковым горением (СПВРД). Однако эти двигатели требуют наличия системы охлаждения, а также чрезвычайно сложной организации подачи топлива (время на образование рабочей смеси ограничено 1 мс).

Для поддержания высокоскоростного горения в качестве горючего приходится использовать либо топливо с химически активными, но весьма токсичными добавками, либо водород, отличающийся низкой плотностью, летучестью и взрывоопасностью. Все эти обстоятельства ограничивают области практического (в первую очередь военного) применения СПВРД.

Развитие технологий в последнее десятилетие позволило добиться определенных успехов в решении данных проблем, особенно связанных с водородными СПВРД.

В 1985-93 гг. в раках программы NASP (National Aero-Space Plane) различные организации Министерства обороны и NASA вели разработку одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС), способного самостоятельно выходить на околоземную орбиту. Силовую установку пилотируемых моделей новой транспортной системы, получивших обозначение Х-30, предполагалось комплектовать несколькими СПВРД (для крейсерского полета со скоростью до М= 15) и разгонными жидкостными двигателями, которые должны были обеспечить достижение первой космической скорости.

После закрытия программы работы по отдельным технологиям ВКС, в частности по СПВРД на водородном горючем были продолжены. В 1994 г. на технической базе Центра Лэнгли было проведено свыше 20 стендовых запусков масштабной (30%-ной) модели штатного двигателя. Опытный образец с обозначением CDE (Concept Demonstration Engine) стал самым крупным СПВРД, изготовленным и испытанным в рамках программы Х-30: его длина составляла 4,8 м, а масса 2,25 т. Успешно выполненные запуски, продолжительность которых достигала 30 с, подтвердили работоспособность созданного изделия.

Основное внимание разработчиков уделялось условиям и параметрам работы СПВРД на скоростях М=6,2 и М=6,8, определяющих границы перехода от дозвукового горения к стабильному сверхзвуковому режиму. Максимальные тепловые нагрузки, которым подвергся опытный образец, составили около 1700 град С.

Испытания двигателя CDE проводились в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature Tunnel) с рабочей частью диаметром 2,4 м и длиной 3,6 м На этой установке горячий поток с заданными параметрами по температуре и давлению подается из камеры сгорания, работающей на метане и воздухе. Для имитации условий разреженной атмосферы в пламя в соответствующей пропорции вдувается чистый кислород.

Для подготовки комплекса к испытаниям было израсходовано 2,7 млн долл. В основном эти средства пошли на монтаж оборудования подачи кислорода и газообразного водорода, использовавшегося в качестве горючего СПВРД.

Общий вид аппарата Х-43А

СПВРД аппарата Х-43А

Расчетный вариант ракеты для СПВРД, создаваемого по программе HyTech

В рабочей части трубы НТТ двигатель CDE устанавливался на специальном балансировочном устройстве, предназначенном для измерения тяги. Вся сборка СПВРД с этим устройством общей массой около 18 т монтировалась на подъемном механизме массой 4,5 т, обеспечивающим выдвижение испытываемого изделия в установившийся поток пламени. Продолжительность выхода установки на штатный режим работы после включения составляет около 50 с, сами же эксперименты при расчетной скорости потока М=7 могут длиться 35-40 с [3]. Запуск СПВРД проводился в течение 2 с путем впрыска в проточную часть изделия силана (silane, – кремневодорода), самовоспламеняющегося при смешении с горючим.