Авиация и космонавтика 2003 10

Непосредственным развитием программы NASP стал проект Нурег-Х, в ходе которого NASA разрабатывает небольшие беспилотные аппараты серии Х-43 для изучения условий гиперзвуковых полетов в диапазоне скоростей М-7-15.

Первая экспериментальная модель Х-43А массой 1,3 т и длиной 3,6 м спроектирована по схеме несущего корпуса с небольшим дельтовидным крылом размахом в 1,6 м. Расположенный под фюзеляжем СПВРД длиной 76,2 см и шириной 50,8 см использует в качестве горючего газообразный водород. Компонент массой 1,36 кг, который должен обеспечить работу двигателя в течение 7-10 с, хранится на борту в двух баках емкостью по 0,015 м 3 под давлением 600 кг/см 2 . Подача горючего в камеру сгорания, изготовленной из медного сплава, осуществляется под давлением 84 кг/см 2 . Запуск двигателя, который не имеет системы охлаждения, также производится путем одновременного впрыска в камеру водорода и силона.

В ходе наземной отработки СПВРД было выполнено свыше 600 стендовых запусков, из которых около 75 испытаний проводилось в аэродинамической трубе НТТ Центра Лэнгли.

Всего к летным испытаниям подготовлено три аппарата Х-43А. Запуск первого из них, состоявшийся летом 2001 г., окончился неудачей из-за отказа ракеты «Пегас», с помощью которой модели должны разгоняться до скорости включения маршевого СПВРД.

Вторая модель, полет которой запланирован на конец 2003 г., рассчитывается на достижение скорости М=7. При этом ее двигатель будет сначала работать в режиме дозвукового, а потом сверхзвукового горения. СПВРД третьего аппарата, который предполагается разогнать до скорости М=10, должен сразу же выйти на сверхзвуковой режим работы.

В перспективе на базе технологий, освоенных в рамках проекта Х-43А, NASA планирует подготовить экспериментальный аппарат X-43D с максимальной скоростью полета до М=15. Важной особенностью данной модели будет охлаждаемый СПВРД, работающий на жидком водороде. Бортовой запас компонента должен обеспечить активный участок продолжительностью 10 с.

Если NASA занимается в основном перспективными водородными СПВРД, то усилия военных организаций сосредоточены на создании силовых установок, работающих на обычном углеводородном горючем. Различные марки керосинов широко распространены в авиационной технике, они характеризуются низкой стоимостью и не требуют особых мер предосторожности при производстве, хранении и заправке.

Разработками керосиновых ПВРД занимаются научно-исследовательские организации всех видов вооруженных сил США.

В 1995 г. после предварительных изысканий, имевших название Hydrocarbon Scramjet Engine Technology (HySET), ВВС приступили к реализации программы HyTech (Hypersonic Technology Program). Основной задачей проекта стала разработка типового углеводородного СПВРД, который мог бы применяться в составе различных боевых ракет и перспективных высокоскоростных самолетов. Для расчетов изделия были определены общие контрольные параметры крылатой ракеты: крейсерская скорость полета М=7-8, дальность действия 1350 км, вес боевой части – «несколько сотен фунтов» (1 фунт ровен 0,453 кг). Для разгона ракеты до скорости М=4, когда можно производить включение двигателя, используются стартовые ускорители.

Согласно условиям заключенного с Лабораторией AFRL контракта, компания Pratt and Whitney должна разработать и провести в 2004 г. серию стендовых запусков квалификационного образца СПВРД. Летные испытания изделия программой пока не предусматриваются. Однако компания настолько уверена в дальнейшем развитии проекта, что значительный объем опытных работ по новой силовой установке финансирует из собственных фондов. (Официальный бюджет программы составляют примерно 100 млн долл., из которых к 2003 г. было израсходовано около 85 млн.)

Созданию экспериментальных моделей двигателя HyTech предшествовала большая работа по подготовке необходимой элементной базы. В 1997- 99 гг. компанией Pratt and Whitney было проведено около 700 стендовых испытаний камеры сгорания СПВРД, в ходе которых варьировались режимы подачи горючего; примерно такое же количество составило и число продувок воздухозаборников различной конфигурации. Подобные эксперименты выполнялись но собственной технической базе фирмы, в Лаборатории GASL, Центре Гленна и других комплексах как гражданских, так и военных организаций.

Экспериментальная модель двигателя РТЕ

Модель GDE-I

Кроме того, компания Pratt and Whitney на собственные средства изготовила экспериментальный СПВРД, работающий на этилене. Этот двигатель применялся в качестве действующего прототипа для расчета будущих моделей; при его стендовых запусках скорость набегающего потока доводилась до значения М=8.

Одновременно фирма Pratt and Whitney вела разработку системы охлаждения СПВРД. В 1997 г. начались эксперименты с фрагментом стенки двигателя с теплообменными трубками; изготовленный из никелевого сплава образец размером 15x38 см подвергался тепловым нагрузкам, соответствующим реальным. Общая продолжительность этих испытаний составила 160 с. Позднее были подготовлены и успешно испытаны две панели размером 15x76 см, их суммарная наработка достигла 78 мин. Затем начались эксперименты с полномасштабной стенкой СПВРД длиной 1,9 м.

В 2001-2002 гг. были проведены акустические и динамические испытания штатной камеры сгорания длиной 60 см и шириной 22,8 см, отработаны распределительные клапана подачи топлива, секция с инжекторами и прочие компоненты.

Первый этап испытаний экспериментального образца СПВРД с задачами подтверждения работоспособности изделия был успешно проведен в начале 2001 г. Модель, получившая обозначение PTE (Performance Test Engine), представляет собой СПВРД с неизменяемой геометрией проточной части Основными его элементами являются поверхность сжатия перед воздухозаборником, изолятор для стабилизации скачков уплотнения, камера сгорания и сопло.

Общая длина двигателя РТЕ составляет 3,07 м, без передней и сопловой части, которые будут элементами летательного аппарата, – 1,9 м. По длине модель соответствует штатному изделию, поперечный же размер был уменьшен с расчетных 22,8 см до 15,2 см.

Система охлаждения в двигателе РТЕ не предусматривалась, поэтому большая часть его конструкции изготовлялась из теплоемкой меди. При этом масса изделия составила 900 кг.

Для создаваемой силовой установки выбрано углеводородное горючее JP-7. Это топливо, специально разработанное для высокоскоростного самолета SR-71, отличается стабильными характеристиками, нетоксичностью и рядом других преимуществ, важными при использовании на боевых аппаратах. Однако в чистом виде оно не применимо в СПВРД, так как его достаточно крупные молекулы не обеспечивают сверхзвуковое горение. Поэтому перед подачей в камеру сгорания топливо подвергается «крекингу» – расщеплению длинных углеводородных цепей но более мелкие, обладающими повышенными теплотворными характеристиками.