Авиация и космонавтика 1994 01-02

Рассказ тем более интересен, что Россия в этих работах пока опережает всех. Германи я и США, например, намерены идти аналогичным путем. Американцы планируют для проведения летных испытаний экспериментальных гиперзвуковых двигательных установок использовать межконтинентальную баллистическую ракету «Минитмен-2».

Полеты «Спейс шаттла» и «Бурана» показали, что проблемы аэродинамики, теплозащиты, управляемости, прочности планера ЛА практически разрешены. Поэтому главным при создании ВКС и АКС являются разработка и комплексная экспериментальная доводка двигательной установки. Основу ее могут составлять гиперзвуковые прямоточные двигатели (ГПВРД) в сочетании с высокоскоростными турбокомпрессорными и комбинированными двигателями большой тяги на жидководородном топливе. ГПВРД обеспечивают наибольший удельный импульс тяги по типовой траектории полета ВКС, имеют достаточно высокую экономичность на значительном участке воздушной трассы.

Но реализовать такие конструкции мы пока не можем. Предстоят прежде всего исследования процесса горения в сверхзвуковом потоке, создание новых материалов, способных работать в условиях теплонапряженного нагруженного состояния по всему тракту двигателя. Вот почему нужны тщательные экспериментальные проработки. Об этом свидетельствуют, например, и громадные капитальные вложения США в экспериментальные исследования на стендах.

Однако специфичность рабочего процесса ГПВРД, связанная с большими скоростями перемещения в плотной атмосфере, не дает возможности полного воспроизведения условий полета на стенде со скоростями, превышающими скорость звука в 6 раз (М п>= 6), а при М п> 8 вообще невозможно обеспечить необходимые параметры воздушного потока на входе в двигатель. В связи с этим общей чертой национальных программ создания ВКС в различных государствах является разработка на первом этапе экспериментального ЛА для испытаний и отработки ДУ В США это Х-30, в Германии – Hytex, во Франции – STS-2000.

Но при первых же технических проработках во всех случаях приходят к выводу о необходимости в качестве предварительного этапа создавать небольшие гиперзвуковые летающие лаборатории (ГЛЛ). Летные испытания гиперзвукового двигателя необходимы для отработки его конструкции, проверки запасов работоспособности при комплексном воздействии всех влияющих факторов, оценки надежности и ресурса. По их результатам осуществляются идентификация и верификация математических моделей рабочего процесса ГПВРД. Эти ГЛЛ могут иметь различные системы разгона и совершают после отделения от них автономный полет с работающими моделями или экспериментальными модулями ГПВРД. Такие проекты имеются в США, Японии, Франции, Германии. Они предусматривают создание крылатого ЛА длиной 6-9 м, массой 2-4 т, с размахом крыла 1,8-2,5 м. Рассматриваются как ракетные, так и самолетные системы выведения этих ГЛЛ с разгоном до М п= 14-20.

Рис. 1

Рис. 2

У нас в конце 70-х годов была принята межведомственная программа «Холод», целью которой являлось исследование проблем применения жидководородного топлива в авиации. В рамках этой программы планировалось создание гиперзвуковой летающей лаборатории с ракетной системой выведения для испытания водородного ГПВРД с тягой 300-400 кгс в реальных условиях полета.

Над практической реализацией этой задачи работали крупнейшие организации нашей страны: МКБ «Факел» переоборудовало свою зенитную ракету для установки экспериментального ГПВРД, сконструированного и изготовленного ТМКБ «Союз», МАКБ «Темп» дал бортовую систему регулирования подачи водорода в камеру сгорания по траектории полета. Участвовали в программе и МОКБ «Горизонт», ВИАМ, ЛИИ, ЦА- ГИ, НПО «Криотехника», службы Министерства обороны. Руководил всей работой ЦИАМ. Там же проектировали ГПВРД, делали расчетно-экспериментальные исследования рабочего процесса, охлаждения и регулирования, изготавливали системы питания двигателя и заправки ракеты жидким водородом, проводили стендовые предварительные испытания ГПВРД.

Экспериментальный ГПВРД, установленный в головной части ракеты, – осесимметричной конфигурации с кольцевой камерой сгорания (рис. 1). Проточный тракт камеры сгорания образован центральным телом и цилиндрической обечайкой, соединенными между собой полыми пилонами, внутри которых проложены измерительные коммуникации и магистрали подачи водорода к смесительным элементам и каналам охлаждения. По длине проточного тракта камера сгорания имеет участки постоянного и увеличивающегося сечения. Этот двигатель испытывался на стенде с воспроизведением условий до М п= 5.

Конфигурация камеры сгорания выбрана в соответствии с концепцией двухрежимного ГПВРД. То есть на малых сверхзвуковых скоростях (М п= 3-5) горение водорода осуществляется при дозвуковой скорости в камере сгорания, а при полете с М п> 5 – при сверхзвуковой. В качестве ускорителя для ГЛЛ «Холод» была выбрана ракета класса «земля – воздух» С-200, которая могла обеспечить траекторию полета, близкую к планируемой типовой. Исходя из требований аэродинамики, устойчивости и управления ракетой С-200, экспериментальный ГПВРД и все отсеки бортовых систем, установленные вместо боевой части, выполнены в виде осесимметричных тел вращения, диаметр которых не превышает диаметра штатных отсеков, равного 750 мм (рис. 2). Такая схема ГЛЛ разработана и реализована впервые в мире. Известно, что в США по примеру ЦИАМ приступают к созданию подобной ГЛЛ с использованием «Минитмен-2».

28 ноября 1991 года и 17 ноября 1992 года с полигона в районе Сарышаган успешно проведены два летных испытания водородного ГПВРД на ГЛЛ «Холод». В обоих случаях двигатель работал на режимах как дозвукового горения (подача водорода через второй и третий пояса смесительных элементов), так и сверхзвукового (подача водорода через все три пояса смесительных элементов). Переключение режимов подачи водорода в соответствии с траекторией полета проводилось автоматически. В камере сгорания был достигнут режим, близкий к предельному. Система подачи и регулирования жидкого водорода функционировала в точном соответствии с заданной программой. Бортовая телеметрическая система ГЛЛ обеспечивала передачу от 247 датчиков сигналов, которые принимались и регистрировались наземными станциями по трассе полета.

Перед пуском