|
Разработка и лётные испытания экспериментальных ГЛА
Полковник Р. Щербинин
Летная оценка результатов, достигнутых при разработке новых силовых установок, осуществляется с использованием экспериментальных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА). Управлением НАСА с 1996 года ведется демонстрационная программа испытаний экспериментального ГЛА «Гипер-Х». Ее целью является отработка и оценка технологий создания ГПВРД для летательных аппаратов различного назначения, при этом основное внимание уделяется исследованию вопросов интеграции планера и ГПВРД.
 |
 |
| Рис. 1. Экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат Х-43А: А - проекции; Б - внешний вид |
 |
| Рис. 2. Ракета-носитель «Пегас» с экспериментальным летательным аппаратом Х-43А на пилоне самолета NB-52 |
 |
| Рис. 3. Аппарат X-43ALS (Low-Speed) |
 |
Рис. 4. Снаряд, оснащенный ГПВРД и
являющийся 20 проц. моделью
гиперзвуковой УР, используемый в
экспериментах |
 |
Рис. 5. Концептуальный облик
гиперзвукового бомбардировщика фирмы «Боинг» |
 |
Рис. 6. Примерная компоновочная схема
гиперзвукового ударного ЛА 1 - узел дозаправки топливом; 2 - отсек размещения бортового радиоэлектронного оборудования; 3 - топливные баки; 4 - кабина экипажа; 5 — ГПВРД; 6 - двухконтурные турбореактивные двигатели; 7 - отсеки размещения вооружения |
|
Проектные тактико-технические характеристики гиперзвукового бомбардировщика фирмы «Боинг»
|
| Крейсерская скорость полета |
М = 10 |
| Боевой радиус действия, км |
13 700 |
| Максимальная масса, т: |
| взлетная |
235 |
| боевой (полезной) нагрузки |
5 |
| Геометрические размеры, м: |
| размах крыла |
26 |
| длина |
64 |
| высота |
9 |
|
Основные тактико-технические данные ГЛА «Гипер-Соар»
(расчетные)
|
| Масса, т: |
| планера |
42,7 |
| силовой установки |
9,7 |
| максимальная топлива |
156,2 |
| максимальная взлетная |
225 |
Максимальная скорость выхода
из атмосферы |
М= 10 |
| Максимальная дальность полета, км: с массой полезной нагрузки 45т |
10 000 |
| с массой полезной нагрузки 5 т |
14 000 |
Масса полезной нагрузки,
выводимой на околоземную
(высота 500 км) орбиту, т |
13,7 |
| Геометрические размеры, м: |
| длина |
65 |
| ширина |
24 |
 |
| Рис. 7. Проекции ГЛА «Гипер-Соар» |
 |
Рис. 8. Схема двухрежимного ПВРД,
концепция которого исследовалась по программе PREFA |
 |
| Рис. 9. Схема ПВРД, создаваемого по программе «Прометей» |
 |
 |
 |
Рис. 10. Управляемая ракета класса «воздух - земля», разрабатываемая по программе «Прометей»:
А- внутренняя компоновка; Б - внешний вид без стартовых ускорителей, В - внешний вид со стартовыми ускорителями |
 |
| Рис. 11. Общая конструктивная схема ПВРД типа WRR |
 |
| Рис. 12. Схема проточной части прототипа ПВРД WRR |
 |
| Рис. 13. Схема регулирования проточной части двигателя ПВРД WRR в зависимости от скорости (числа М) полета |
 |
| Рис. 14. Расчетные характеристики ПВРД WRR |
Программа включает две фазы. На первой фазе продолжительностью около пяти лет и оценочной стоимостью 150 млн долларов методами системного анализа были уточнены условия функционирования силовой установки, проведены расчетные исследования конструкции воздухозаборника, камеры сгорания, сопла, системы охлаждения и ГПВРД в целом, разработаны технологии и принципы конструирования, а также выполнены исследования в области гиперзвуковой аэродинамики. Вторая фаза предусматривала разработку основных элементов экспериментального ГПВРД, использующего газообразное водородное топливо с регулируемым, в зависимости от числа М, воздухозаборником; исследование вопросов совместной работы элементов силовой установки и планера; изготовление экспериментальных образцов.
В настоящее время изготовлены три запланированных к постройке аппарата Х-43А (рис. 1) взлетной массой около 1 300 кг, рассчитанных на максимальную скорость полета до 11 600 км/ч, в создании которых принимали участие фирмы
«Микрокрафт» (ГЛА в целом) и «Боинг» (система управления, термозащита). Запас топлива для силовой установки составляет 1,46 кг водорода, расположенного в двух топливных баках (объем каждого 14 750 см3 под давлением 560 кг/ см2, что ограничивает время ее работы до 10-15 с.
Перед полетами каждый аппарат и его ГПВРД прошли наземные испытания, включавшие около 100 продувок в высокотемпературной аэродинамической трубе НИЦ Лэнгли.
Запуск аппарата Х-43А должен осуществляться с помощью ракеты-носителя «Пегас», запускаемой с борта экспериментального самолета НАСА NB-52 (рис. 2) на высоте около 12 000 м. После отделения ЛА от носителя на высоте около 30 000 м предусмотрено кратковременное включение ГПВРД для разгона до заданной скорости, а затем выполнение гиперзвуковых полетов и планирования продолжительностью до 15 мин (для регистрации аэродинамических характеристик), при этом расчетная дальность полета аппарата 1 300 км.
Первый плановый пуск аппарата, состоявшийся 2 июня 2001 года, закончился его потерей, что было обусловлено неисправностью системы управления (предварительная причина - рассоединение тяги привода элевона) ракеты-носителя, которая была ликвидирована по команде с земли после 10 с полета.
Несмотря на это, до 2006 года намечается провести летные испытания оставшихся двух аппаратов. В последующем предполагается изготовить и провести летные испытания нескольких, уже возвращаемых модификаций аппарата, в частности: Х-43В с ракетно-прямоточным двигателем, разработанным по программе ISTAR и использующим водородное топливо.
Старт аппарата планируется осуществлять с самолета при скорости полета, соответствующей числу М = 0,8, без использования ракеты-носителя; Х-43С с тремя ГПВРД на углеводородном топливе (масса топлива до 280 кг, время работы двигателей до 3 мин), разработанными в рамках программы HyTech; X-43D с усовершенствованным ГПВРД на водородном топливе с расчетной максимальной скоростью полета, соответствующей числу М > 15.
Для проведения летной оценки характеристик маневренности и управляемости аппаратов с выбранной аэродинамической схемой на малых скоростях, соответствующих взлетно-посадочным, изготовлены два аппарата - X-43ALS (Low-Speed) (рис. 3) и Х-43 BLS HySID (Hypersonic System Integrated Demonstrator). Аппарат X-43ALS (длина около 4 м, взлетная масса до 80 кг, максимальная скорость полета до 560 км/ч) фирмы Accurate Automation Corp. (г. Чатаннуга, штат Теннеси), оснащенный турбореактивным двигателем тягой на максимальном режиме около 55 кгс, будет использоваться для оценки летных характеристик на скоростях полета до 150 км/ч и углах атаки 12-15°.
Аппарат Х-43 BLS HySID фирмы SWD Turbines (г. Нинах, штат Висконсин) будет отличаться увеличенными массогабарит-ными характеристиками (длина 4,5 м, размах крыла около 3 м, взлетная масса до 140 кг) и наличием переднего горизонтального оперения. В состав его силовой установки планируется включить три турбореактивных двигателя SWB-100 максимальной тягой по 50 кгс.
В целях снижения стоимости летных экспериментов управлением DARPA и лабораторией GASL проведен ряд испытаний масштабных моделей ГЛА с ГПВРД с использованием газовой пушки со стволом длиной около 40 м. Пушка способна разогнать титановый снаряд, являющийся 20 проц. моделью (диаметр около 100 мм) гиперзвуковой ракеты (рис. 4) и оснащенный ГПВРД, до скорости, соответствующей числу М = 7,1. При этом на снаряд действуют стартовые перегрузки до 10 тыс. единиц.
В частности, проведено несколько экспериментов с целью оценки аэродинамических характеристик и интеграции ГПВРД и корпуса с использованием в качестве топлива газообразного этилена и керосина. По расчетам американских специалистов, по сравнению с многомиллионными затратами на проведение полномасштабных летных испытаний стоимость каждого такого эксперимента, включая последующую обработку его результатов, составит менее 100 тыс. долларов.
Концепции перспективных гиперзвуковых ударных самолетов. Американские специалисты рассматривают несколько концепций гиперзвуковых ударных самолетов. Так, ведущие авиастроительные фирмы «Нортроп-Грумман», «Боинг» и «Локхид-Мартин» по контракту с ВВС США приступили к предварительным исследованиям концепции стратегического бомбардировщика нового поколения FSA. В рамках этих исследований предполагается выработать основные тактико-технические требования к самолету, определить его технический облик и характеристики. Новой машиной предусматривается в 30-х годах заменить бомбардировщики В-1В,В-2АиВ-52Н.
Работы по программе FSA предусматривают оценку возможности создания самолета с дальностью полета 9 300 - 12 000 км и боевой нагрузкой до 30 т на основе последних научно-технических и технологических достижений. Они ведутся по трем ключевым направлениям: силовые установки, перспективные конструкционные материалы и вычислительная газовая динамика (расчет вихревых течений, параметров пограничного слоя и т. д.). Считается, что силовые установки новых бомбардировщиков должны иметь высокие тягово-экономические характеристики (температура в камере сгорания до 2 200-2 400 К, степень повышения давления до 100 единиц) при относительно малой массе конструкции и состоять из воздушно-реактивных двигателей различных типов: турбореактивных и комбинированных турбопрямоточных.
Ведется разработка новых высокопрочных термостойких и жаропрочных конструкцинных материалов с малой удельной массой, необходимых для создания планера и силовых установок. Проводимые исследования направлены также на существенное снижение характеристик заметности в радиолокационном, инфракрасном и других диапазонах, создание многоспектральных прицельных систем с дальностью обнаружения типовых целей не менее 200 км и перспективного управляемого авиационного вооружения.
Специалисты фирмы «Нортроп - Грумман» рассматривают несколько проектов новых машин: с гиперзвуковой скоростью полета; со сверхзвуковой крейсерской скоростью, соответствующей числу М= 1,5; модифицированный бомбардировщик В-2А, имеющий сниженную в два раза стоимость благодаря внедрению передовых технологий производства; беспилотный летательный аппарат, представляющий собой уменьшенный в два раза самолет В-2А (масса боевой нагрузки 9 т).
Фирмой «Боинг» исследуются проекты гиперзвукового (аэродинамическая схема «волнолет») и дозвукового («летающее крыло») бомбардировщиков с увеличенной боевой нагрузкой. Предполагается, что гиперзвуковой самолет (рис. 5), в состав силовой установки которого должны входить комбинированные турбопрямоточные двигатели, будет предназначен для ведения воздушной разведки и поражения стратегических, в том числе «критичных» по времени, наземных целей.
Считается, что силовая установка такого самолета может быть как составной (двухконтурные турбореактивные двигатели и ГПВРД), так и с турбопрямоточными двигателями. В качестве топлива наравне с водородным планируется использовать термостабильное углеводородное JP-7 или перспективные топливо JP-8+100, что позволит осуществлять дозаправку самолетов в воздухе от существующих самолетов-заправщиков типа КС-10 или КС-135.
Примерная компоновочная схема такого ударного гиперзвукового ЛА приведена на рис. 6.
Специалистами НИЛ им. Лоуренса предложена новая концепция ГЛА, получившего название «Гипер-Соар» (HyperSoar) с расчетной максимальной скоростью полета, соответствующей числу М=12. Считается, что на его базе могут быть созданы ГЛА, предназначенные для нанесения ударов по высокомобильным стратегическим целям в любом районе земного шара, ведения стратегической воздушной разведки, переброски войск, вооружений и военной техники, а также для вывода космических аппаратов различного назначения на низкую околоземную орбиту. Главной особенностью его применения должно стать выполнение полета по так называемой «периодической» траектории, более 60 проц. которой проходит за пределами атмосферы. По оценкам разработчиков это позволит значительно снизить массогабаритные характеристики ГЛА благодаря сокращению массы внутреннего топлива и термозащиты.
Исследуемый ГЛА выполнен по схеме «волнолет» (рис. 7). В состав его силовой установки предполагается включить двигатели с изменяемым циклом рабочего процесса и использующие водородное топливо. Выбор данного типа двигателя обусловлен его широким рабочим диапазоном высот и скоростей (от взлета до максимальных), а также возможностью многократного пуска и выключения в процессе полета. В работах по созданию такой силовой установки с массовым совершенством около 20-30 принимают ведущие авиадвигателестроительные фирмы США.
Считается, что при выполнении ударных, разведывательных и других задач ГЛА будет использоваться со стандартных ВПП длиной около 3 км. После выполнения взлета, разгона до скорости, соответствующей числу М=10, и достижения высоты 40-45 км двигатели выключаются, и полет будет происходить по баллистической траектории (крейсерский участок траектории с высотой полета до 60-70 км) с последующим снижением до высоты 35-45 км. На данной высоте происходит кратковременное (до 20 с) включение силовой установки с последующим разгоном и выходом на крейсерский участок. По оценкам экспертов, для преодоления 1 000 км пути необходимо 2-2,5 разгонных цикла, при этом угол наклона траектории будет изменяться в пределах + 8°, а нормальные перегрузки не превысят ±l,5g.
При использовании ГЛА для воздушной переброски войск и техники или в качестве грузопассажирского его эффективность оценивается в 10 раз выше по сравнению с существующими самолетами, несмотря на двукратное увеличение затрат на эксплуатацию, вызванных техническими трудностями производства, хранения и заправки водородного топлива.
Интерес к данному проекту проявлен со стороны МО США, которое рекомендовало управлению перспективных исследований DARPA оказать финансовую поддержку в разработке и создании демонстрационного образца.
Исследования в области гиперзвуковой авиационной техники в других странах. Во Франции, Великобритании, ФРГ, Японии исследования технологий гиперзвукового полета ведутся с 90-х годов в рамках национальных программ, также имеющих целью подготовку научно-технологической базы этих стран к созданию ГЛА и воздушно-космических транспортных систем. Реализация программ осуществляется ведущими государственными научно-исследовательскими организациями и фирмами: «Бритиш аэроспейс», «Роллс-Ройс» (Великобритания); МВВ, MTU, «Дорнье» (ФРГ); «Аэроспасьяль», «Дассо» (Франция); «Мицубиси», «Кавасаки» (Япония).
По замыслу разработчиков, основным элементом этих систем и ЛА является комбинированная силовая установка с ГПВРД, турбопрямоточными или ракетно-прямоточными двигателями. В настоящее время выбраны концепции таких силовых установок, разработаны и проходят испытания в наземных условиях модели их основных компонентов, готовятся проекты экспериментальных ГЛА для отработки необходимых технологий в ходе летных испытаний, которые предусматривается начать в новом тысячелетии. В ближайшие годы технологические исследования будут направлены на создание и наземные испытания демонстрационных образцов комбинированных силовых установок.
В связи с прогнозируемым возрастанием общей стоимости национальных программ до 11-13 млрд долларов на период до 2005-2010 годов западноевропейские страны и Япония предпринимают меры по кооперации усилий в их реализации. В частности, Япония и МО США завершают совместные фундаментальные исследования и ОКР по созданию твердотопливного ПВРД для перспективных УР.
В середине октября 1998 года на полигоне ВМС США Чайна-Лейк закончились продолжавшиеся в течение двух месяцев комплексные стендовые испытания полномасштабной экспериментальной модели твердотопливного ПВРД, совместная разработка которого осуществлялась на основе подписанного в сентябре 1992 года соглашения. В соответствии с тактико-техническими требованиями данный ПВРД предназначен для оснащения УР со сверх- или гиперзвуковой скоростью полета. Конструктивно двигатель включает корпус, твердотопливный газогенератор, блок аппаратуры автоматического регулирования подачи рабочего тела в камеру сгорания, сверхзвуковой воздухозаборник, основную камеру сгорания, сопла ускорителя и ПВРД. Особенностью двигателя является использование камеры сгорания в качестве корпуса ускорителя.
В совместных исследованиях участвовали с японской стороны НИТЦ УО, с американской - НИЦ авиационно-ракетного командования сухопутных войск. Разработки велись на условиях равных финансовых затрат, взаимного доступа к информации о ходе и результатах работ, а также безвозмездной передачи технологий. Общие расходы оцениваются в 250 млн долларов.
В дальнейшем Япония планирует самостоятельно продолжить испытания ПВРД в авиационно-ракетном центре в Хигаси Титосе (о. Хоккайдо), а также начать его летные испытания на экспериментальном летательном аппарате.
По оценкам специалистов НИТЦ УО, достигнутые в ходе совместных работ результаты дают основания рассчитывать на возможность создания экспериментальной управляемой ракеты, оснащенной твердотопливным ПВРД. Ожидается, что полученные технологические наработки будут использованы в совместных с США исследованиях в рамках программы «Гибридный ракетный двигатель для УР XXI века».
Проводимые во ' Франции работы в данной области имеют ряд особенностей. В частности, французские специалисты имеют значительный опыт создания ПВРД для силовых установок управляемых ракет ASMP и ASMP-A. Ими получен необходимый технологический задел при проведении ряда последующих программ, например PREFA (Research and technology program for hypersonic propulsion). Данная программа была ориентирована на исследования ГПВРД на водородном топливе для перспективных высокоскоростных ЛА. Она предусматривала оптимизацию их основных параметров и анализ характеристик на различных режимах полета, разработку ключевых технологий создания новых легких высокопрочных, термостойких материалов и конструкций, а также принципов и систем охлаждения ГПВРД. Реализация программы позволила модернизировать испытательную базу, получить необходимые методики расчетов и программное обеспечение. Так, была выполнена оценка разработанной концепции двухрежимного ПВРД с расчетной скоростью полета, соответствующей числу М = 12 (рис. 8), а также создано новое испытательное оборудование, обеспечивающее моделирование условий полета при скоростях, соответствующих числам М > 7.
После закрытия программы в 1999 году в связи с техническими и экономическими трудностями работы по гиперзвуковым исследованиям продолжаются в рамках других программ, главным образом совместных, что позволяет Франции в условиях сокращенного бюджета поддерживать на передовом уровне технологические заделы в данной области. В рамках данных программ проводятся оценка различных типов ГПРВД, разработка перспективных высокотемпературных материалов и систем охлаждения, а также дальнейшее совершенствование методик и расчетов испытаний. При этом основные работы по созданию ГПВРД ведутся главным образом в области оценки двухрежимных ПВРД, как с фиксированной, так и изменяемой в зависимости от скорости полета геометрией проточной части. Считается, что первые имеют более простую конструкцию и их разработка характеризуется меньшим техническим риском, а вторые обладают повышенными показателями рабочего процесса и техническими характеристиками в более широком диапазоне расчетных скоростей полета.
Научно-исследовательскими центрами ONERA (Франция) и DLR (ФРГ) с 1997 года осуществляется совместная франко-германская программа JAPHAR (Joint Airbreathing Propulsion for Hypersonic Application Research). Ее целью является исследование технологий, необходимых для создания ГПВРД на водородном топливе с расчетными скоростями полета, соответствующим числам М = 4-8, и проведение наземных и летных испытаний его демонстрационного образца на экспериментальном Л А. Основные направления работ включают: расширенные фундаментальные и прикладные исследования в области аэротермодинамических процессов, происходящих в ГПВРД; верификацию и обновление программного обеспечения и прикладных программ для численного моделирования внутренних течений и процессов, включая процессы горения в ГПВРД; разработку отдельных узлов и компонентов двигателя с последующим их испытанием в аэродинамических трубах, а также элементов испытательного оборудования и методик испытаний. Кроме того, для проведения летных испытаний оценивается степень интеграции двигателя с планером ЛА.
В качестве базового типа двигателя выбран аналогичный разработанному по программе PREFA двухрежимный ПВРД с фиксированной геометрией проточной части и двумя камерами сгорания (высота 100 мм), расположенными тандемно.
Недавно начались испытания в аэродинамических трубах различных элементов двигателя: плоских воздухозаборников двух типов - со смешанным (разработан центром DRL) и внутренним (ONERA) сжатием, а также камеры сгорания. Проводится, кроме того, математическая оценка параметров сопла типа SERN.
Исходя из предварительных размеров двигателя, разработчики предполагают изготовить экспериментальный ЛА, в состав силовой установки которого будут входить два ПВРД. Проводятся исследования оптимальной аэродинамической формы планера и интеграции его с силовой установки.
Программой «Прометей» (PROME-ТНЕЕ) предусматривается оценка концепции и создание двухрежимного ПРВД с изменяемой геометрией проточной части, работающего на эндотермическом углеводородном топливе, для управляемых ракет класса «воздух - земля», которые в последующем могут войти в состав вооружения тактических истребителей «Рафаль». Особенностью этого двигателя (рис. 9) будет наличие подвижной панели, обеспечивающей изменение сечения проточной части камеры сгорания, что, по оценкам специалистов, позволит обеспечить его высокие характеристики на скоростях полета, соответствующих числу М = 2-8.
По результатам проведенных предварительных исследований и испытаний масштабных моделей элементов двигателя отработана аэродинамическая схема УР (рис. 10) с расчетной стартовой массой 1 700 кг и длиной 6 м (с двумя стартовыми ускорителями).
Ведутся также совместные с российскими специалистами работы по созданию полномасштабного образца двухрежимного ГПВРД, получившего название WRR (Wide Range Ramjet) с изменяемой геометрией проточной части, работающего на двухкомпонентном - керосин и жидкий водород - топливе (рис. 11). Данный двигатель должен иметь расширенный диапазон скоростей (соответствуют числам М= 1,5-12) полета. Его предполагается создать в двух вариантах, различающихся массогабаритными и тяговыми характеристиками.
Первый из таких двигателей намечается использовать на экспериментальном ГЛА типа «Блик» (расчетная взлетная масса 30-35 т, длина 36 м). Кроме того, для обеспечения взлета, маневрирования и полета на малых скоростях (до М = 1,5) в состав силовой установки будут входить ракетные двигатели. Конструктивно, двигатель (рис. 12), должен включать воздухозаборник с подвижной створкой, камеру сгорания с изменяемыми в зависимости от скорости полета параметрами проточной части, (рис. 13) и нерегулируемое сопло. Расчетные характеристики, в зависимости от типа используемого топлива и скорости (числа М) полета приведены на рис. 14.
Второй образец предполагается в перспективе использовать в составе силовой установки одноступенчатого КА (взлетная масса около 500 т). Одновременно производится оценка как возможности создания такого двигателя с учетом достигнутых результатов технологических исследований, так и влияния на массу полезной нагрузки, геометрических размеров и других характеристик ЛА по сравнению с ГПВРД фиксированной геометрии.
Таким образом, НИОКР, проводимые в ведущих западных странах в интересах создания новых видов авиационной техники, в частности ГЛА, включая пилотируемые и беспилотные машины различных классов и назначения, а также управляемых ракет открывают новую эру перспективных систем В и ВТ.
Зарубежное военное обозрение №7 2003 с. 50-56
Смотрите также
|
