Авиация и космонавтика 2003 10

Несмотря на относительно невысокие (в сравнении с СПВРД) энергетические характеристики, двухрежимные двигатели обладают рядом важных преимуществ. Например, их запуск можно производить при меньшей скорости полета (около М=3), а это снижает массу и габариты разгонных блоков, меньшие тепловые нагрузки позволяют отказаться от системы охлаждения изделия, увеличив при этом продолжительность его работы, и т.п.

Концепция двухрежимного ПВРД была предложена в начале 1970-х годов специалистами Лаборатории прикладной физики APL (Applied Physics Laboratory) Университета Джонса Хопкинса; в настоящее время эта организация является техническим консультантом проекта HyFly. Непосредственной разработкой двигательной установки занимается фирма Aerojet, головным подрядчиком по программе HyFly стала компания Boeing Phantom Works.

В соответствии с подписанным весной 2002 г. контрактом стоимостью 92,4 млн долл., корпорация Boeing должна к 2004-2006 г. подготовить к летным испытаниям около десяти опытных образцов ракеты HyFly Для разгона изделия до скорости включения маршевого двигателя должны использоваться твердотопливные ускорители. Длина ракеты, оснащенной небольшими стабилизаторами, ограничена 4,27 м, диаметр 0,48 м, масса боевой части оценивается в «несколько сотен фунтов».

Ударная система HyFly проектируется в двух модификациях: морского базирования (на надводных кораблях и подводных лодках) и воздушного старта с самолетов F-18. В первом случае ее длина вместе с разгонным блоком составит 6,5 м, стартовая масса 1,72 т, а дальность действия 1 100 км; для второго варианта эти параметры определяются 4,65 м, 1 т и 720 км, соответственно.

Ракета HyFly должна комплектоваться системой наведения по сигналам со спутников «Навстар». Кроме того, предусматривается канал радиосвязи для оперативного изменения полетного задания уже после запуска изделия.

Значительную часть полученных по контракту средств (43 млн долл.) корпорация Boeing передала фирме Aerojet на поставку двигателей для ракеты HyFly. Объем заказа составил 14 изделий, шесть из которых предназначаются для стендовой отработки.

В связи с жесткими габаритными ограничениями маршевый двигатель полностью интегрирован в цилиндрический корпус ракеты. ПВРД, работающий на углеводородном горючем JP- 10, оснащается цилиндрическим шестисекционным воздухозаборником, два канала которого направляют воздух в центральную дозвуковую камеру, остальные обеспечивают за этой камерой периферийное сверхзвуковое горение.

Летом 2002 г. в высокоскоростной аэродинамической трубе Центра Лэнгли была успешно проведена серия продувок полномасштабной модели ракеты с экспериментальной силовой установкой. В ходе испытаний, выполнявшихся при свободном обтекании модели, двигатель развил тягу, соответствующую расчетной, и продемонстрировал устойчивую работу при скорости набегающего потока М"=6-6,5 и при изменении угла атаки в пределах 0-5 град.

Опытный образец двигателя не имел системы охлаждения и изготавливался из никелевого сплава. Основным конструкционным материалом для штатного изделия станут матричные композиты из керамики; число сборочных узлов не должно превысить десяти элементов. Сама ракета HyFly должна иметь цельнолитой титановый корпус; подобная технология отрабатывается Управлением DARPA для ракет ARRMD.

Примерно в 2003-2004 гг. фирмо Aerojet планирует провести контрольные испытания двухрежимного ПВРД при запусках высотных ракет. По их результатам будет санкционировано начало демонстрационных полетов разрабатываемой системы.

Запуски экспериментальных ракет HyFly предполагается осуществлять с борта самолета F-4 на высоте 10 км и при скорости полета М=0,85. Первые три испытания отводятся отработке системы сброса ракеты и оценке работоспособности разгонных блоков. В последующем ракета HyFly будет совершать самостоятельные полеты с постепенным увеличением скорости с М=4 до М=6 на высоте 27 км. При нескольких стартах намечается провести испытания отделения от ракеты боезаряда.

ПРОЕКТ FAST HAWK

В 1996 г. Управление ONR совместно с корпорацией Boeing приступило к разработке ракеты Fasthawk с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В соответствии с техническим заданием, новая ударная система должна иметь следующие характеристики:

– длина (с разгонным блоком) 6,4 м,

– диаметр 0,52 м,

– стартовая масса (с разгонным блоком) 1,54 т,

– масса разгонного блока 634 кг,

– масса топлива (JP-10) 445 кг,

– масса боевой части 317 кг,

– крейсерская скорость полета М=4,

– высота полета 21 км,

– дальность действия 1260 км,

стоимость изготовления одного изделия 350 тыс. долл.

Активно-реактивный снаряд с СПВРД

Отличительной особенностью ракеты Fasthawk является цилиндрический корпус без управляющих поверхностей; подобная схема упрощает конструкцию пускового контейнера, существенно снижает аэродинамическое сопротивление и радиолокационную заметность изделия. Управление ракетой по тангажу и рысканию предполагается осуществлять путем поворота двигательного отсека, по крену – рулями, установленными в лобовом нерегулируемом воздухозаборнике с центральным телом.

Первоначально летные испытания экспериментального образца ракеты Fasthawk намечалось провести в 1999- 2000 гг., однако, технические сложности с созданием маршевого двигателя, теплозащиты и системы наведения, использующей наряду с данными бортовых инерциальных блоков сигналы со спутников «Навстар», вынудили ВМС отложить демонстрационные запуски на более поздний срок.

ГИПЕРЗВУКОВОЙ СНАРЯД С СПВРД

Летом 2001 г. на технической базе Опытно-конструкторского центра им. Арнольда AEDC (Arnold Engineering Development Center), входящего в структуру ВВС, специалисты Управления DARPA совместно с представителями Лаборатории GASL осуществили несколько запусков миниатюрной ракеты-снаряда, оснащенной СПВРД. В ходе одного из испытаний удалось произвести включение двигателя, развившего расчетную тягу Таким образом, после подготовительных двухлетних работ стоимостью 850 тыс. долл. были получены практические данные о работе подобных силовых установок в условиях реального гиперзвукового полета.

Активно-реактивный снаряд диаметром 10,2 см и длиной около 50 см изготавливался из титана (массовые характеристики изделия не сообщались). Запуски модели выполнялись с помощью двухступенчатой газодинамической пушки, обеспечившей со стартовой перегрузкой 10000 g разгон модели до скорости М=7,1. После выхода из ствола пушки длиной 36 м снаряд находился в свободном полете с работающим двигателем 25 мс, преодолев за это время расстояние в 80 м. Полет проходил в испытательной камере с несколько разреженной атмосферой; торцевая часть камеры была усилена стальными листами.

Опытная модель оснащалась СПВРД, использовавшем в качестве горючего этилен; компонент размещался в емкости под давлением 70,4 кг/ см3 . Выбор типа горючего был обусловлен тем, что в отличие от водорода подача этого более плотного компонента в камеру сгорания не требовала особой регулировки.

Дальнейшие планы Управления DARPA в реализации проекта ракеты- снаряда предусматривают проведение серии более сложных испытаний изделия. При их выполнении предполагается существенно увеличить длительность экспериментов с тем, чтобы оценить условия стабильного полета и работу двигательной установки в течение не менее 1,2 с. В этих целях снаряд будет оснащаться акселерометрами, расходомером горючего, датчиками давления в камере сгорания и т. п. Вдоль трассы полета длиной 230-300 м через каждые 6 м в двух взаимно перпендикулярных плоскостях планируется устанавливать специальную фотоаппаратуру для проведения видовой съемки.

Разработанный снаряд представляет собой 20%-ную модель перспективной ракеты, которая может найти самое широкое применение, в том числе и для доставки в космос миниспутников. По предварительным оценкам, использование наземных ускоряющих систем и экономичных воздушно-реактивных двигателей позволит повысить относительную массу полезного груза до 0,7 Однако для осуществления подобных запусков потребуются более мощные разгонные средства.

Несколько отходя от основной темы, хочется отметить, что работы по созданию и испытаниям газодинамических пушек активно велись на рубеже 1980-х и 1990-х годов для отработки техники перехвата баллистических ракет по программе «Стратегическая оборонная инициатива» SDI (Strategic Defense Initiative). В рамках проекта SHARP (Super High Altitude Research Project – «Проект сверхвысоких исследований») для полигонных испытаний специалистами Ливерморской национальной лаборатории им. Лоуренса LLNL была собрана двухступенчатая газовая пушка, рассчитанная на разгон снаряда массой 5 кг до скорости 4 км/с (при вертикальном выстреле с такими начальными условиями снаряд поднимется на высоту 450 км) Данная установка представляла собой сборку нагнетательного цилиндра длиной 82 м и диаметром 35,5 см, казенной части с камерой высокого давления и ствола калибра 106 мм и длиной 47 м. Отличительной особенностью установки от предшествовавших образцов являлось перпендикулярное расположение нагнетательного цилиндра и ствола, что позволяет легко и в широком диапазоне менять угол возвышения.