Главная Pentagonus Регистрация

Вход




Приветствую Вас Гость | RSS Четверг, 16.08.2018, 05:37
Ключевые слова
ГЛА, Р. Щербаков, НИОКР ВВС

Ключевой партнёр
Академия военных наук РФ
Академия военных наук РФ

Категории каталога
Структура [137]
Боевые операции [55]
Личный состав, подготовка [90]
НИОКР [202]
Вооружение [218]
Техническое обеспечение [191]
Стратегия и тактика [126]
Форма, знаки различия, награды [7]
ТТХ [13]

Поиск


Наш опрос
Война дронов
Всего ответов: 67
Статистика

Rambler's Top100

Онлайн всего: 2
Гостей: 2
Пользователей: 0

Top secret


Translate.Ru PROMT©
Главная » Статьи » ВВС (Военно-воздушные силы) » НИОКР

Программы создания гиперзвуковых управляемых ракет (2003)

Программы создания гиперзвуковых управляемых ракет

Полковник Р. Щербаков

Управление перспективных исследований министерства обороны DARPA и фирма "Боинг" в рамках второго этапа ведущейся с 1998 года программы ARRMD (Affordable Rapid Response Missile Demonstrator) проводятся совместные НИОКР по созданию гиперзвуковых УР. В соответствии с программой предполагается разработка УР класса "воздух - земля" и "корабль - земля", способных успешно преодолевать как современные, так и разрабатываемые перспективные комплексы ПВО и ПРО, поступление на вооружение которых возможно после 2005 года. Массогабаритные характеристики ракеты должны обеспечивать ее размещение на стратегических бомбардировщиках, тактических истребителях и боевых кораблях. При этом пуск УР должен обеспечиваться как из внутренних отсеков вооружения (с роторных ПУ, авиационных катапультных устройств), так и с внешних пилонов боевых самолетов, а также из ПУ, в том числе установок вертикального пуска (УВП) надводных кораблей и подводных лодок.

Рис. 1. Внешний вид гиперзвуковой УР класса "воздух - земля" ARRDM

Рис. 2. Внешний вид гиперзвуковой УР классов "воздух - земля" и "корабль - земля", разрабатываемой в интересах ВМС США
Рис. 3. Компоновка двухрежимного ПВРД DCR
Рис. 4. Температура нагрева основных элементов гиперзвуковой ракеты в зависимости от скорости полета
Рис. 5. Тип, количество, глубина залегания (толщина перекрытий) типовых целей и возможности проникающих БЧ

В состав силовой установки ракеты помимо ГПВРД будут входить твердотопливные стартовые ракетные ускорители (боковые для варианта "воздух - земля" и тандемные - для класса "корабль - земля"), предназначенные для разгона УР до заданной скорости и обеспечения надежного пуска маршевого ГПВРД.
В соответствии с условиями контракта в рамках первой фазы работ продолжительностью 18 месяцев фирмой "Боинг" разработаны и представлены для проведения наземных испытаний в аэродинамических трубах два демонстрационных образца ракеты, отличающиеся аэродинамической компоновкой и конструкцией двигателя.

В результате конкурсной оценки, для проведения НИОКР в интересах ВВС США выбран проект фирмы "Боинг". Ракета будет выполнена по аэродинамической схеме "волнолет" (рис. 1) и оснащаться ГПВРД фирмы "Пратт энд Уитни", разрабатываемом по программе HyTech.

Текущими планами до 2006 года намечается завершить вторую фазу программы ARRMD (ее стоимость составит 40 млн долларов), в ходе которой будут изготовлены три - четыре демонстрационных образца УР и выполнены их пуски с тактического истребителя F-15. По результатам демонстрационных испытаний будет принято решение о проведении полномасштабной разработки, изготовлена установочная партия (до 10 ракет) и проведены войсковые испытания, по итогам которых будет принято решение о начале серийного производства. Поступление УР на вооружение ожидается после 2010 года.

Гиперзвуковая ракета, создаваемая в интересах ВМС США по программе HyStrike (Hypersonic Strike), будет выполнена по традиционной схеме с цилиндрическим корпусом (рис. 2). Несмотря на то, что данный проект проиграл конкурс по программе ARRMD, решение о дальнейшей разработке такой компоновки обусловлено необходимостью применения ракеты не только с боевых самолетов, но и из существующих пусковых установок (в том числе УВП типа Мк41) и контейнеров, размещаемых на надводных кораблях и подводных лодках. Основные тактико-технические требования к этой ракете: максимальная дальность полета 1 100 км, максимальная скорость полета на высоте около 30 000 м - 1 340 м/c (число М = 6,5), масса боевой части (БЧ) не менее 100 кг.

УР планируется оснастить двухрежимным ПВРД DCR (Dual-combustor ramjet) разработки лаборатории прикладных физических исследований им. Дж. Хопкинса с использованием результатов исследований по программам ВМС HWT (Hypersonic Weapons Technology) и NSLMTP (Navy Surface Launched Missile Technology Program). Конструктивно двигатель (расчетный удельный импульс не менее 600 с, общая длина около 4,5 м, максимальный диаметр до 0,5 м) будет включать лобовой многосегментный воздухозаборник, две камеры сгорания - дозвуковую и сверхзвуковую, расположенные тандемно, и расширяющееся сопло (рис. 3).

В воздухозаборнике происходит первоначальное сжатие воздушного потока и распределение его между камерами сгорания. Около 25 % воздуха подводится для первоначального сжигания топлива (керосин JP-10) в дозвуковой КС (газогенератор), предназначенной для подготовки обогащенной топливовоздушной смеси, разгона потока и для его подачи через четыре входных устройства в сверхзвуковую КС, где происходит впрыск и горение основного топлива (максимальная температура газа в КС оценивается в 2 200 °С).

По мнению американских специалистов, преимуществом данной схемы является отсутствие дополнительной подготовки топлива (его нагрева, испарения и т. д.) на входе в сверхзвуковую КС, что позволяет использовать только пассивное охлаждение ее элементов, но ограничивает диапазон применения такого ПВРД на УР с расчетными скоростями полета не более М = 6,5. В настоящее время проведены испытания в АДТ элементов двигателя в условиях, соответствующих расчетным скоростям полета (в диапазоне М = 3-6,5). Начало проведения полного комплекса наземных испытаний двигателя намечено на 2003 год, а первый полет - на 2005-й.

По оценкам разработчиков, наибольшие трудности при создании таких ракет, обладающих скоростью полета, соответствующей числу М > 5, обусловлены необходимостью использования эффективной термозащиты и охлаждения горячего тракта двигателя, боевой части и систем управления и наведения. В частности, температура обшивки УР при полете на высоте 24000 м и скорости, соответствующей числу М = 6 (рис. 4), может достичь 530 °С, что потребует применения термостойких жаропрочных материалов, а в перспективе новых методов изготовления обтекателей систем наведения и управления (радиолокационных, инфракрасных и других).

Планируется, что основу системы управления УР на первом этапе составит инерциальная навигационная система с коррекцией по данным КРНС NAVSTAR. В частности, предполагается использовать модернизированные варианты систем, разработанных в рамках создания новых управляемых авиационных бомб и УР по программам JDAM и JASSM.

Кроме того, намечается оснастить ракету спутниковыми линиями передачи и обмена информацией в реальном масштабе времени с самолетами разведки наземных целей и управления нанесения ударов Е-8С "Джистарс", разведывательными БЛА "Глобал Хок" и ИСЗ, обеспечивающими ее перенацеливание в полете. Для повышения точностных характеристик специалисты не исключают возможности применения тепловизионной системы наведения или корректора цели на конечном участке траектории.

В качестве боевой части ракеты намечается использовать: для поражения стационарных сильнозащищенных или заглубленных целей с пикирования (кинетическую); стационарных или ограниченно подвижных целей, расположенных на открытой местности с пикирования или с горизонтального полета (осколочно-фугасную), а для поражения площадных целей, включая высокомобильные малоразмерные и бронированные - кассетную, в том числе с самонаводящимися или самоприцеливающимися боеприпасами типа "Бэт" или LOCAAS.

По оценкам западных экспертов, УР может оснащаться также модернизированной ядерной БЧ типа W80.

Учитывая значительное количество высокозащищенных и заглубленных целей, повышенное внимание уделяется также разработке для гиперзвуковых систем оружия новых проникающих БЧ (рис. 5), в том числе кинетических и со взрывчатым веществом.

Так, ряд научно-исследовательских центров и лабораторий США провел оценку проникающей способности различных бетонобойных боевых частей, физическое воздействие на преграду которых, по мнению американских специалистов, отличается от бронебойных.

В соответствии с результатами математического моделирования проникающая способность БЧ, предназначенных для поражения наземных сильнозащищенных объектов, главным образом зависит от механических свойств и плотности материалов сердечника и преграды, относительного удлинения сердечника, скорости и углов встречи. Так, при величине давления (РV2), создаваемом сердечником (где Р - плотность, V - скорость) и сравнимом с пределом текучести материала сердечника, происходит потеря им механической прочности с последующим изгибом, разрушением, рассеиванием или переходом в жидкую фазу в зависимости от величины удельной кинетической энергии, определяемой скоростью встречи. Еще одним параметром, влияющим на механическую прочность, является относительное удлинение сердечника. В первом приближении нагрузки, действующие на сердечник при торможении в преграде, оцениваются американцами как зависимость f (L/D)-2. При заданном значении предела текучести материала Y параметром α = Y/PV2 определяется характер взаимодействия сердечника с преградой (при α = 10 материал сохраняет свои свойства, при α = 1 теряет механическую прочность, при α = 0,1 переходит в жидкую фазу). Расчетным путем были получены приведенные в табл. 1 значения параметра α для стального сердечника (1,16×109 Па, 7,9 кг/м3), гранита (3,1х104 кг/cм2, 2,7 кг/м3) и бетона (3,5×102 кг/см2, 2,4 кг/м3) при различных скоростях встречи, по результатам которых определено, что стальной сердечник начинает терять свои механические характеристики при скорости встречи более 1 200 м/c.

Таблица 1 Значения параметра α для стального сердечника, гранта и бетона при различных скоростях встречи
No п/п

Скорость встречи, м/с
(число М)

Значение параметра α
Сталь Гранит Бетон
1 900 (М=2,6) 0,18 0,14 0,018
2 1 200 (М=3,5) 0,1 0,074 0,01
3 1 500 (М=4,4) 0,06 0,046 0,006
4 1 800 (М=5,2) 0,045 0,035 0,0045

Расчетные материалы подтверждены проведенными в лаборатории Сандия работами по экспериментальному определению проникающих свойств стального сердечника массой 13,6 кг и с относительным удлинением около 8 при ударе в бетонную преграду (три-четыре плиты толщиной по 0,9 м). Результаты испытаний приведены на рис. 6 и в табл. 2.

Таблица 2
No эксперимента Угол встречи,
град.
Толщина преграды, м Скорость, м/c
встречи выхода
1 1 2,7 1100 457
2 1,5 2,7 1340 -
3 1 3,6 (глубина проникновения - 1,35) 1350 0
4 0,5 3,6 1217 295

В ходе испытаний, проведенных фирмой "Орбитал саейнс", была достигнута глубина проникновения в сплошной гранит боеприпаса 13,5 м (масса 300 кг, относительное удлинение 6,6 при длине 2,7 м и диаметре 0,23 м, массовая плотность 0,7 кг/см2) при скорости встречи 1 200 м/c. Причем извлеченный боеприпас сохранил все механические свойства. В другом случае глубина проникновения сплошного (без выемки для размещения ВВ) стального сердечника (диаметр 0,15 м, относительное удлинение 8, массовая плотность 0,6 кг/см2, масса 116 кг) составила 9,3 м.

Рис. 6. Схема размещения преграды и траектория БЧ
Рис. 7. Зависимость глубины проникания существующих и экспериментальных боеприпасов от скорости встречи с целью
Рис. 8. Комбинированный ракетно-прямоточный двигатель RBCC А - принципиальная схема, Б - внешний вид
Рис. 9. Принципиальная схема концепции "Аякс"

По результатам испытаний, например, определено, что для получения заданной глубины проникновения, необходимо чтобы удлинение сердечник было не превышало 9, а система управления боеприпасом должна обеспечивать угол встречи с целью не более 1-2°. При этом считается целесообразным проводить атаки неразведанных целей малоскоростными боеприпасами больших калибров. Таким образом, применение в гиперзвуковых боеприпасах класса "воздух - земля" бетонобойных БЧ обеспечит несколько большую проникающую способность при значительном (в 10 - 20 раз) снижении их массы (калибра), по сравнению с существующими (рис. 7).

При использовании кассетных БЧ, суббоеприпасы которых имеют значительно меньшие расчетные скорости полета, гиперзвуковые УР предполагается оснастить тормозными устройствами. В ходе их боевого применения предполагается также, что после разброса кассетной боевой части ракета сможет выполнять дальнейший запрограммированный полет в качестве ложной воздушной цели или при оснащении дополнительно унитарной БЧ - к очередной цели.

Основываясь на полученных предварительных результатах исследований, американские специалисты считают возможным создать высокоэффективные гиперзвуковые УР класса "воздух - земля", которые могут размещаться не только на роторных пусковых установках стратегических бомбардировщиков (длина УР около 6,4 м, диаметр до 0,5 м, стартовая масса 1 600 кг), но и на тактических истребителях (длина УР около 4,6 м, диаметр до 0,5 м, стартовая масса - около 1 000 кг), а в дальнейшей перспективе - гиперзвуковых УР класса "воздух - воздух" большой дальности.

Разработка других типов силовых установок. Ряд фирм и НИЦ США ведут работы по созданию силовых установок изменяемого цикла. В частности, исследуются концепции двух основных типов двигателей: ракетно-прямоточных и турбопрямоточных, главным преимуществом которых перед ПВРД и ГПВРД является расширенный диапазон скоростей применения (от нулевой до максимальной). Их применение на ГЛА позволит использовать для взлета и посадки стандартные ВПП без дополнительных стартовых ускорителей.

Ведущие американскими аэрокосмическими фирмы "Боинг", "Аэроджет", "Пратт энд Уитни", объединенные в консорциум RBC3 (Rocket-Based Combined Cycle Consortium), завершили работы в рамках первой фазы программы ISTAR (Integrated System Test of Airbreating Rocket). Целью программы является разработка концепции ракетно-прямоточного двигателя (рис. 8) RBCC (Rocket-Based Combined Cycle), изготовление элементов и демонстрационного двигателя, а также проведения комплекса наземных и в 2010-х годах летных испытаний полномасштабного (длина 9 м, ширина 2,2 м) прототипа.

Исследуются также концепции комбинированных турбопрямоточных двигателей, как с коаксиальным, так и тандемным расположением контуров. Считается, что их преимуществом перед ракетно-прямочными является значительно больший удельный импульс, а основным недостатком - необходимость раздельных проточных частей к контурам, что ведет к увеличению массогабаритных характеристик.

Одним из перспективных направлений разработки технологий гиперзвукового полета считается исследование возможности использования магнитогидродинамических (МГД) процессов в целях улучшения летно-технических характеристик гиперзвукового летательного аппарата и обеспечения бортовых систем электрической энергией.

Принципиально новая концепция использования МГД-систем (МГД-генератора и МГД-ускорителя), получившая обозначение "Аякс", основана на активном энергетическом взаимодействии ГЛА с обтекающим его воздушным потоком. Данная концепция, предложенная российскими учеными в начале 1990-х годов, вызвала большой интерес в научно-исследовательских кругах ведущих западных стран, и прежде всего США. В ее основе лежит идея преобразования кинетической энергии гиперзвукового потока в другие виды энергии, прежде всего электрическую, с последующим их перераспределением. Концепция базируется на схеме прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) с введенными в его тракт МГД-системами (рис. 9), обеспечивающими объемное регулируемое воздействие на воздушный поток в канале силовой установки при внешнем обтекании ГЛА.

Для реализации концепции "Аякс" необходимо ионизировать воздушный поток, проходящий через МГД-системы.

Рассматривается несколько способов ионизации. Так, необходимого состояния можно достигнуть, нагрев рабочее тело (воздух) до температуры не менее 3 000 К. В частности, до такой температуры нагревается воздушный поток, который при обтекании ГЛА тормозится в системе внешних скачков уплотнения при скорости полета, соответствующей числу М = 12. Однако наиболее перспективными способами ионизации потока считаются его облучение потоками электронов или нейтронов, а также воздействие на него химическими реактивами (например, цезием).

Электрическая энергия в МГД-генераторе образуется в результате перемещения ионизированного газового потока в проводящей среде и описывается уравнениями Максвелла, в соответствии с которыми изменение магнитного поля вызывает электрический ток. Принцип работы МГД-систем основан на влиянии электромагнитного поля на движущийся поток ионизированного газа, что может приводить как к ускорению потока, так и его замедлению с целью оптимального перераспределения энергии в системе.

В МГД-генераторе воздушный поток тормозится до сверхзвуковой скорости, что обеспечит не только значительно повышение эффективности работы ПВРД, но и снижение внутреннего сопротивления данного двигателя. После ПВРД поток поступает в МГД-ускоритель, в котором производится увеличение скорости выходящих газов с целью улучшения характеристик силовой установки.

Соответствующий выбор характеристик магнитного поля, параметров и конфигурации МГД-систем, степени МГД-воздействия позволит, по мнению экспертов, оптимизировать параметры течения в тракте силовой установки и, при фиксированной геометрии проточной части, реализовать МГД-регулируемый воздухозаборник, в котором возможно осуществлять управление параметрами потока и влиять на его отрыв, что в конечном итоге приведет к повышению тяговых характеристик ПВРД и обеспечит прогнозируемый диапазон работы.

При этом считается, что в ходе реализации концепции "Аякс" будет достигнута энерговооруженность, существенно превосходящая аналогичную характеристику существующих систем. Проведенные теоретические расчеты подтверждают возможность получения электрической энергии на уровне десятков мегаватт с приемлемыми массогабаритными характеристиками генераторов. Энерговооруженность ГЛА военного назначения, построенного по схеме "Аякс", позволит использовать значительную часть электрической энергии в бортовых системах вооружения, прежде всего перспективных. К ним можно отнести разрабатываемое в настоящее время оружие направленной энергии, главным образом СВЧ-оружие. В частности, по оценкам экспертов, уровень современных технологий обеспечивает создание комплекса оружия воздушного базирования с мощностью излучения порядка 2-3 МВт и массой установки около 3,5 т.

Полученная в МГД-генераторе энергия может быть использована также для работы других бортовых систем, в частности, системы управления обтеканием ГЛА. Энергетические методы управления обтеканием основываются на использовании тепловых эффектов, возникающих при внесении энергии в воздушный поток, в том числе с целью ослабления или разрушения фронта ударной волны.

Так, одним из перспективных направлений улучшения летно-технических характеристик ГЛА считается созданием искусственных плазменных образований вблизи поверхности аппарата за счет преобразования набегающего воздушного потока в поток ионизированного газа. Соответствующего состояния можно достигнуть за счет направления излучения (например, потоком электронов) на головной скачок уплотнения. Использование плазменных эффектов в этом случае связано с нелинейностью характеристик распространения ударных волн в плазме, однако теоретические основы этих явлений пока изучены не полностью. Вместе с тем, уже получено экспериментально снижение лобового сопротивления модельного аэродинамического элемента (на 20-25 %) и степени нагрева потока в скачках уплотнения (на 50 %) при применении специально созданного поверхностного плазменного разряда (так называемого "плазменного копья"). Кроме того, проводится изучение влияния плазменных эффектов на изменение ЭПР летательного аппарата с целью снижения его заметности.

Исследуется также возможность улучшения маневренности ГЛА. В частности, одним из направлений исследований в этой области является изучение влияния электромагнитного поля на поток, находящийся в плазменном состоянии, и реализации управления им с целью улучшения летно-технических характеристик и управления аппаратом без использования аэродинамических поверхностей. В другом случае исследуется возможность применения электромагнитного поля для изменения направления выходного потока ионизированных газов (после МГД-ускорителя), что в конечном итоге позволит создать силовую установку с отклоняемым вектором тяги. Расчеты и лабораторные эксперименты подтвердили реализуемость данных способов улучшения маневренности ГЛА.

В рамках концепции "Аякс" проводятся так-же исследования технологий активной тепловой защиты ГЛА. В разрабатываемых системах охлаждение конструкции осуществляется с использованием химического эндотермического преобразования обычного углеводородного авиационного топлива, достигаемого за счет аэродинамического нагрева планера и работы силовой установки. Получающийся в результате разложения углеводородов водород используется для улучшения параметров состояния топливной смеси. В целом, получение водорода и использование МГД-систем торможения и ускорения воздушного потока открывает реальную перспективу создания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя со сверхзвуковым горением.

Зарубежное военное обозрение 2003 №6, С. 34-39

Категория: НИОКР | Добавил: pentagonus (03.08.2018) | Автор: Полковник Р. Щербаков

Просмотров: 682 | Рейтинг: 0.0/0 |
Всего комментариев: 0

avatar


Copyright MyCorp © 2018

Рейтинг Военных Ресурсов