Транспортная система sov с аппаратом smv

По сравнению с современными ТКС аппарат SOV должен характеризоваться 10-кратным увеличением вероятности успешного выполнения полета, пятикратным увеличением частоты запусков, 50%-ным снижением эксплуатационных затрат, 20%-ным увеличением функциональных возможностей и т.п. Кроме того, предполагается обеспечить возможность всеази-мутального запуска системы, а также добиться высокой маневренности изделия для возвращения к месту старта. Основные требования к аппарату SOV еще не сформулированы. Для нужд ВВС оптимальным показателем* грузоподъемности изделия является 6,8 т, тогда как NASA, занимавшееся аналогичными разработками, предлагало более мощную ТКС, способную обеспечить доставку на околоземную орбиту объектов массой до 22,7 т, в том числе и модули с астронавтами. Не определен и проектный облик аппарата в целом. Руководство программы SOV выражает готовность принять от промышленных компаний на рассмотрение как двухступенчатые схемы, наименее сложные для реализации, так и одноступенчатые системы типа гиперзвуковых аппаратов DC-X или Х-33. Основным же критерием для сравнения предложенных вариантов будут не традиционные удельные затраты на выведение грузов на орбиту, а продолжительность и стоимость предполетной подготовки. В 2003 г. ВВС и Управление DARPA, проанализировав собственные разработки и предложения промышленных компаний, подготовили общий план поэтапного создания перспективной ударной системы, способной в течение двух часов поражать цели на удалении 17 тыс. км. В соответствии с предложенной концепцией, получившей название FALCON («Сокол», или по расшифровке аббревиатуры — Force Application and Launch from CONUS — «Применение силы при запуске с континентальной части США»), основным элементом будущей боевой системы должна стать малогабаритная планирующая платформа CAV (Common Aero Vehicle — «Унифицированный летательный аппарат»). При массе 900 кг данный ВКС, проектные работы по которому ведутся в рамках секретного проекта Х-41, должен нести боезаряд массой до 452 кг, то есть две обычных авиационных бомбы калибра 226 кг (отсюда и определение аппарата— «унифицированный»). За счет планирующего спуска изделия точность поражения цели предполагается обеспечить не хуже 3 м, а скорость подлета бомбы должна составить около 1,2 км/с. На первом этапе эксплуатации (ориентировочно после 2010 г.) запуски аппаратов CAV будут осуществляться одноразовыми ракетами-носителями (одно изделие на одной ракете); к 2025 г. предполагается создать многоразовый гиперзвуковой самолет-разгонщик HCV (Hypersonic Cruise Vehicle), способный в автоматическом режиме выводить на суборбитальные траектории несколько таких платформ или другое высокоточное оружие общей массой до 5,4 т. Эскизное проектирование ракет для системы FALCON началось в конце 2003 г. в рамках программы «Operationally Responsive Spacelift» (ORS — «Оперативные средства выведения»). Тогда к работам по программе было привлечено девять фирм, с каждой из которой были заключены контракты стоимостью по 350—540 тыс. долл. В качестве основных требований к новым транспортным системам, которые также будут использоваться для выведения военных спутников легкого класса, в зарубежной печати приводятся следующие: — при запуске аппаратов CAV: поражение цели в любом районе Земли в течение 45—60 мин, оперативность проведения запуска после 24-часовой предстартовой готовности — 2 ч, пропускная способность наземных служб 16 стартов в сутки; — при выведении КА: грузоподъемность 450 кг (на круговой орбите высотой 160 км); стоимость запуска 5 млн долл. при интенсивности эксплуатации 20 стартов в год, оперативность проведения запуска после 24-часовой предстартовой готовности — 24 ч. Летом 2004 г. после рассмотрения поступивших от подрядчиков предложений Управление DARPA и ВВС отобрали четыре компании, которые продолжат детализацию своих проектов: — компания «AirLaunch» разрабатывает двухступенчатую жидкостную ракету «QuickReach», сбрасываемую с транспортного самолета С-17 (стоимость, заключенного с нею контракта на выполнение второго этапа работ, составила 11,4 млн долл.); — компания «Lockheed Martin Space Systems», проектирует ракету с гибридными двигателями (стоимость контракта 11,6 млн долл.); — компания «Microcosm» создает ракету-носитель «Sprite» с дешевыми кислородно-керосиновыми ЖРД «Scorpius» (стоимость контракта 10,4 млн долл.); — компания «Space Exploration Technologies» («SpaceX»). Поскольку эта^фирма уже практически завершила разработку ракеты «Falcon-1» (совпадение названия ракеты и программы считается случайным), то заключенный с нею контракт стоимостью 8 млн долл. предусматривает выведение в 2005 г. малого военного спутника, а также проведение работ по повышению оперативности запуска ракет этого семейства. Работы по второму этапу, получившему название «Rapid Launch Awards» («Контракты на ракеты оперативного запуска»), продлятся 10 месяцев; по их результатам будет выбран один или два подрядчика для изготовления летных образцов и проведения в 2007 г. демонстрационных полетов своих ракет. К работам по платформе CAV и гиперзвуковому самолету-разгонщику HCV были привлечены четыре компании «Andrews Space», «Boeing», «Lockheed Martin Aeronautics» и «Northrop Grumman Air Combat Systems»; стоимость заключенных с ними контрактов находилась в пределах 1,2—1,5 млн долл. Сроки летных испытаний экспериментальных образцов аппаратов CAV (2006—2007) несколько опережают график рэ£от по новым ракетам; поэтому для их проведения намечается использовать уже имеющиеся транспортные системы. Запуски аппаратов будут осуществляться либо с базы Ванденберг, либо с острова Кадьяк в направлении тихоокеанского атолла Кваджалейн, являющегося центром Испытательного полигона систем ПРО им. Р. Рейгана. Головным исполнителем работ второго этапа программы создания самолета HCV стала группа фирм во главе с компанией «Lockheed Martin Aeronautics» (Палмдейл, шт. Калифорния). Летом 2004 г. с последней был заключен шестимесячный контракт стоимостью 8,36 млн долл. на эскизное проектирование изделия. На этом этапе основное внимание подрядчиков, среди которых числятся фирмы «Aerojet», «Alliant Techsystems GASL» и «Pyrodyne», будет уделено проблемам создания термостойких материалов для силовой конструкции самолета, эффективной теплозащиты, усовершенствованных систем управления, наведения, стабилизации, выбору двигательной установки и оптимизации аэродинамической формы аппарата. По предварительным оценкам, самолет HCV проектируется по схеме «волнолета» с профилированным несущим корпусом, обеспечивающим аэродинамическое качество, равное 6—7 единиц. После горизонтального взлета аппарат с полной боевой нагрузкой (5,4 т) должен осуществлять полет на высоте 40 км с крейсерской скоростью М=10. Основным компонентом силовой установки самолета-раз-гонщика должны стать СПВРД, разработкой которых занимается компания «Aerojet». Отличительной особенностью новых двигателей Станет воронкообразный воздухозаборник, обеспечивающий трехмерное сжатие потока в воздушном канале. В сравнении с достаточно освоенными СПВРД с двухмерными (прямоугольными) воздухозаборниками, двигатели подобной схемы, несмотря на более сложную конструкцию, имеют ряд важных преимуществ: более плотную компоновку, уменьшающую аэродинамическое сопротивление и теплопри-ток к корпусу, лучшие показатели по восстановлению давления, что в целом приводит к уменьшению массы самолета. В 2005 г. после стендовой отработки экспериментальных образцов СПВРД компания «Aerojet» совместно с австралийским консорциумом Australian Hypersonic Initiative планируют осуществить испытания двигателя при запусках высотных ракет. Вероятно, по результатам этих испытаний Управление DARPA и ВВС будут принимать решение о строительстве и проведении демонстрационных полетов опытных моделей самолета HCV. Стоимость работ этого этапа продолжительностью 30 месяцев оценивается в 97 млн долл. Для проведения летных испытаний предполагается изго-, товить экспериментальные модели трех типов. Первая из них — HTV-1 («Hypersonic Test Vehicle») с аэродинамическим качеством 2,5 — рассчитывается на автономный полет в течение 800 с (срок испытаний — 2007 г.). Через два года намечается осуществить запуски двух аппаратов HTV-2 с улучшенными летными характеристиками. К завершающему этапу испытаний предполагается подготовить две многоразовые модели HTV-3 с аэродинамическим качеством 4—5. Важной особенностью программы FALCON является активное финансовое участие в ней NASA. В начале 2004 г., несмотря на жесткие бюджетные ограничения в связи с проработкой концепций пилотируемых полетов к Луне, на предварительные исследования по проектируемым военным системам агентством было выделено 355 тыс. долл. Через некоторое время NASA выразило готовность предоставить разработчикам уже 10 млн долл., большая часть из которых (8 млн долл.) остались неизрасходованными от программы «Next Generation Launch Technology» (NGLT), выполнявшейся совместно с ВВС с целью создания новых технологий для ТКС нового поколения. Около 2 млн долл. NASA планирует выделить из собственного бюджета 2005 ф.г. Однако для осуществления этих трансферов еще требуется разрешение Конгресса.

<<<Назад Страница 19 Далее>>>

<<<Назад Страница 20 Далее>>>

ГЛАВА 3. Разработка перспективных технологий Одним из основных элементов ТКС, определяющим ее важнейшие технико-эксплуатационные и экономические показатели, является двигательная установка. (Для одноразовых ракет стоимость маршевых двигателей составляет примерно 50% от стоимости всего изделия.) В связи с этим вопросам совершен-ч ствования элементной базы двигателей как транспортных систем, так и космических аппаратов уделяется особое внимание. В 1996 г. начались работы по межведомственной комплексной программе «Integrated High Payoff Rocket Propulsion Technology Program» (IHPRPTP), направленной на создание новых технологий для ракетных двигателей различных типов. В результате проведения качественной модернизации силовых установок к 2010 г. предполагается вдвое увеличить грузоподъемность ТКС, существенно сократив при этом затраты на их запуски. В период 1996—2010 гг. на программу IHPRPTP намечается израсходовать около 1,8 млрд долл., из которых 950 млн долл. должны поступить из бюджета Министерства обороны, 450 млн долл. — от NASA, а остальные 400 млн долл. — от промышленных компаний. Подготовительные работы по проекту начались с рассылки специализирующимся на разработке реактивных двигателей фирмам предложений по составлению собственного плана развития двигателестроения ARPP (Advanced Rocket Propulsion Plan). На основе полученных данных был составлен Национальный план развития ракетного двигателестроения NRPP (National Rocket Propulsion Plan), который в общих чертах определил сроки выполнения этапов программы и источники финансового обеспечения работ. Наиболее приоритетными направлениями исследований, предусмотренных программой IHPRPTP, признаны следующие: — двигательные установки средств выведения и разгонных блоков; — бортовые двигательные установки космических аппаратов; — маршевые двигатели боевых систем. Программа IHPRPTP, ведущая роль в реализации которой принадлежит Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (база ВВС Кертленд, шт. Нью-Мексико), разбита на три пятилетних этапа. По завершении каждого из них предполагается добиться определенного улучшения основных технических показателей двигательных установок (табл. 1.1). Таблица 1.1 Поэтапное улучшение характеристик двигательных установок, предусмотренное программой IHPRPTP

За счет улучшения характеристик двигательных установок на каждом этапе планируется получить определенный экономический эффект: — 1 этап — 1996—2000 гг. При начальных затратах в 306 млн долл. экономия финансовых средств должна составить 6,3 млрд дол л; — 2 этап — 2001—2005 гг. Инвестиции — 428 млн долл., экономия — 12,6 млрд долл; — 3 этап— 2006—2010 гг. Инвестиции— 490 млн долл., экономия — 18,8 млрд долл. В целом к 2010 г. за счет разработки новых силовых установок ТКС стоимость выведения грузов в космос предполагается снизить на 33%, а сроки активного существования спутников и их возможности по маневрированию на орбите увеличить на 45% и 500% соответственно. К наиболее крупным проектам, которые выполняются в рамках программы IHPRPTP, относятся следующие. Проект Integrated Powerhead Demonstrator (IPD) предполагает создание демонстрационного образца кислородно-водород-ного двигателя тягой 113 т для перспективных МТКС. По сравнению с двигателем SSME системы «Спейс Шаттл» стоимость обслуживания нового ЖРД, ресурс которого определен в 100 полетов, планируется снизить в 10 раз. Степень дросселирования тяги нового двигателя должна составить 5:1, что позволит эффективно его использовать и на верхних ступенях. Для обеспечения заданных характеристик требуется создание новой элементной базы ЖРД, в первую очередь газогенератора, работающего на смеси с избытком окислителя (что для американского двигателестроения является нетрадиционным решением), камеры сгорания и турбонасосных агрегатов подачи компонентов. По сравнению с ТНА окислителя двигателя SSME при разработке турбонасосного агрегата нового ЖРД намечается обеспечить 14%-ное снижение относительной массы, 9-кратное уменьшение числа сборочных элементов и 5-крат-ное снижение стоимости изготовления. Для ТНА горючего эти показатели должны быть следующими: 33%-ное снижение относительной массы, 7-кратное уменьшение числа сборочных элементов и 4-кратное снижение стоимости. Контракты на разработку демонстрационного образца нового ЖРД были заключены в 1994 г. с фирмами «Rocketdyne» и «Aerojet». Первая из них занимается общей компоновкой двигателя, а также проектированием ТНА и форсуночной головки, вторая разрабатывает газогенераторы, камеру сгорания и сопло. Ключевыми вопросами обеспечения высокого ресурса двигателя IPD являются повышение износостойкости лопаток турбин и подшипников ТНА. Для решения первой проблемы фирма «Aerojet» проектирует газогенераторы, работающие при меньших температурах, а компания «Rocketdyne» предполагает использовать в ТНА гидростатические подшипники. В конце 2003 г. подрядчики провели стендовые испытания своих узлов; комплексные же испытания опытного образца ЖРД должны состояться в 2005 гг. на технической базе Центра Стенниса. В итоге общие затраты на программу IPD должны составить 130 млн долл. Полученные в ходе ее реализации результаты и технологии будут использоваться всеми участниками проекта: ВВС, NASA и промышленными компаниями. В частности, специалисты NASA рассматривают возможности универсального применения нового ЖРД: как на разгонных ступенях перспективных ТКС, так и в составе межпланетных пилотируемых аппаратов. Проект «Advanced Expander Cycle Upper-Stage Engine», выполняемый фирмой «Pratt and Whitney», имеет цель создание нового кислородно-водородного ЖРД, работающего по так называемому испарительному циклу (expander cycle). В подобных двигателях, применяемых на верхних ступенях, ТНА приводится в действие не газогенераторным газом, а газифицированным водородом, прошедшим «рубашку» охлаждения сопла. Отсутствие такого элемента, как газогенератор,- значительно упрощает конструкцию ЖРД и соответственно повышает его надежность. По сравнению с базовым изделием, выпускаемым названной фирмой, — двигателем RL-10A-3—ЗА, характеристики новой модели должны существенно улучшиться: тяга возрасти с 7,5 т до 22,6 т, тяговооруженность — с 54 до 71 единицы, удельный импульс в вакууме — до 446 с, надежность — на 25—52%, а стоимость изготовления при этом планируется снизить на 15%. Одним из возможных путей обеспечения требуемых характеристик считается повышение эффективности охлаждения камеры сгорания и сопла за счет применения нового конструкционного материала. Если эти элементы двигателя RL-10 изготавливаются из стальных трубок, то для проектируемого ЖРД они разрабатываются из медного сплава PWA 1177, усиленного дисперсией окисла (oxide-dispersion-strengthened copper alloy). За счет лучшей теплопроводности при равной со стальной «рубашкой» прочности этот сплав позволит увеличить давление в камере сгорания с 33 до 97 кг/см². Первые испытания опытного образца ЖРД, стоимость разработки которого оценивается в 25 млн долл., должны состояться после 2005 г. Параллельно с освоением технологической базы по программе IHPRPTP фирма «Pratt and Whitney» ведет проектирование эксплуатационного образца нового двигателя. Первоначально рассматривался вариант создания модели RL-50 тягой 23 т, то есть соответствующей экспериментальному изделию. Однако позднее, вероятно с учетом тенденции увеличения массы стационарных спутников связи, к разработке был утвержден двигатель RL-60 тягой 27 т. Важной особенностью проекта RL-60 является участие в нем зарубежных организаций: шведской компании «Volvo Аего», разрабатывающей сопло с фрезерованными каналами охлаждения, японской фирмы «Ishikawajima-Harima Heavy Industries» (IHI), ответственной за поставку турбонасосного агрегата подачи горючего, и российского Конструкторского бюро «Химавтоматика», проектирующего турбонасосный агрегат окислителя. При успешном завершении проекта в 2005 г. фирма «Pratt and Whitney» планирует предложить новый ЖРД для использования в составе ракет «Атлас-5» и «Дельта-4». В качестве примера проекта, полностью завершенного на первом этапе программы IHPRPTP, можно привести создание фирмой «Thiokol» модифицированного варианта твердотопливного двигателя «Кастор-120» (этот РДТТ с тягой 168 т в вакууме применяется в настоящее время на первых ступенях ракет «Афина» и «Таурус», — см. Главу 6). Отличительными особенностями нового двигателя, стендовые испытания которого были успешно проведены осенью 2000 г., являются: более легкий и дешевый корпус, изготовляемый, как и для базового изделия, из композиционных материалов, топливный заряд с улучшенными энергетическими характеристиками, также усовершенствованная система управления тягой с новым механизмом поворота сопла. Дальнейшая работа фирмы «Thiokol» по программе IHPRPTP будет связана с созданием укороченной (примерно вдвое) модели двигателя «Кастор-120». Предполагается, что такой РДТТ может найти применение в качестве верхней ступени различных ракет-носителей или разгонного блока КА, выводимых на околоземную орбиту с помощью МТКС «Спейс Шаттл».

<<<Назад Страница 20 Далее>>>

<<<Назад Страница 21 Далее>>>

Разработка перспективных технологий (Часть 2) В рамках программы IHPRPTP исследования в области создания новых композиционных материалов рассматриваются как отдельное направление работ. Специалистами Лаборатории AFRL был освоен новый технологический процесс создания дешевых углерод-углеродных материалов. Помимо сокращения времени производства с 6—8 недель до двух этот процесс отличается от традиционного низкими рабочими температурами (1000 °С против 2400 °С), что позволит использовать в составе композитов эффективные антикоррозийные вставки из рения или керамики. Углерод-углеродные материалы с подобными добавками могут успешно применяться при изготовлении термонагруженных элементов двигателя, в частности сопла. Одновременно с модернизацией элементной базы двигателей ведутся работы по улучшению энергетических и эксплуатационных характеристик используемых ракетных топлив (например, по повышению плотности гидразина и снижению его токсичности), а также по созданию новых компонентов. Определенные успехи были достигнуты при решении последней задачи. Новое горючее — квадрициклен (quadricyclene) по своим характеристикам существенно превосходит керосин RP-1. В частности его удельный импульс на уровне моря составляет 307 с вместо 299 с, при удельном весе 0,95 против 0,8 его теплотворность на 22% выше. Кроме того, разработчики надеются, что в перспективе стоимость производства квадрициклена, который уже прошел испытания на ЖРД малой тяги, удастся снизить по сравнению с обычным керосином в 10 раз. Специализированное отделение Лаборатории AFRL успешно провело работы по выделению редкого азотного катиона N5+, который при добавке к определенным топливам позволит увеличить их удельный импульс до 440—445 с. Программой IHPRPTP также предусмотрены исследования по электро-ракетным двигателям. Компании «Atlantic Research» и «Lorab занимаются усовершенствованием Холловского ЭРД мощностью 4,5 кВт, предоставленного им российским КБ «Факел». Основной своей целью компании видят 20-процентное увеличение отношения суммарного импульса к общей массе ЭРД. Фирмы «Busek» я «Primex Aerospace» ведут разработку холловского ЭРД мощностью 200 Вт, предназначенного для использования в составе малых спутников. Наиболее сложной проблемой в этом проекте считается создание компактных и мощных ускоряющих систем. В рамках программы IHPRPTP Лаборатория AFRL также активно сотрудничает с фирмой «Adroit Systems Inc». (ASI), занимающейся разработкой импульсных двигателей с детонацией топлива. Этой фирмой проектируются двигатели двух типов: воздушно-реактивного с потреблением атмосферного кислорода PDE (Pulse Detonation Engine) и ракетного — PDRE (Pulse Detonation Rocket Engine). Первые силовые установки, работающие на углеводородном горючем, способны эффективно функционировать начиная от момента взлета до скоростей М=3—4, что делает их особенно привлекательными для использования в составе боевых крылатых ракет. Двигатели PDRE предназначаются в основном для космических полетов. Цикл функционирования подобных установок предусматривает выполнение пяти основных этапов: — подачу в камеру сгорания компонентов топлива и образование рабочей смеси, — срабатывание детонирующего устройства (типа автомобильной свечи зажигания), — распространение ударной волны вдоль камеры сгорания со скоростью несколько тысяч метров в секунду (для* обычного ЖРД этот параметр оценивается на два порядка ниже), — выброс продуктов горения, — восстановление исходного давления в камере сгорания перед подачей компонентов топлива. Наиболее сложными проблемами создания таких двигателей является обеспечение именно детонации топлива, а не его скоростного горения. Наибольшую значимость при этом приобретает стехиометрическое соотношение компонентов, размер их капель и локальный коэффициент перемешивания. К основным преимуществам импульсных детонационных двигателей относятся: — высокие энергетические характеристики (удельный импульс таких двигателей на 5—10% выше, чем у криогенных ЖРД); — простота конструкции и, соответственно, высокая надежность (компоненты топлива подаются в камеру сгорания при низком давлении, что позволяет отказаться от использования ТНА и усиленных трубопроводов (некоторого упрочнения требует лишь камера сгорания, поскольку при микровзрыве давление в ней увеличивается в 18—20 раз); — низкие затраты на производство (по удельной стоимости единицы тяги импульсные двигатели примерно в четыре раза дешевле обычных турбореактивных силовых установок (55 долл. за 1 кг тяги против 220 долл./кг); — каскадность изменения уровня тяги (практически мгновенный выход на рабочий режим и останов двигателя); — широкие возможности по дросселированию тяги. Заинтересованность в подобных двигательных установках проявляют не только ВВС, но и NASA. Каждое из этих ведомств выделило на данный проект примерно по 1,5 млн долл. Начиная с 1992 г. фирма ASI осуществила свыше 500 стендовых испытаний экспериментальных образцов двигателей различных типов. В феврале 2000 г. на технической базе Лаборатории AFRL фирма провела серию запусков шестикамер-ного двигателя PDRE, работающего на газообразном кислороде и водороде. Компоновкой этого двигателя предусмотрено кольцевое расположение камер сгорания, длина которых составляла 90 см, а диаметр — 2,5 см. В ходе испытаний, продолжительность которых составляла 10—30 с, детонация топлива в каждой камере сгорания проводилась с периодичностью 0,01 с. Так как микровзрывы в камерах выполнялись последовательно, то общая частота импульсов двигателя достигала 600 Гц, что позволило обеспечить высокую стабильность основных характеристик изделия. Кроме того, в ходе нескольких запусков фирма ASI провела испытания двух типов сопел. В проектном отношении этот элемент является одним из самых сложных узлов двигателя, так как требуется подобрать оптимальную форму для нескольких режимов работы: сверхзвукового, дозвукового, а также режима «запирания» сопла, в условиях которого будет производиться заполнение камеры сгорания компонентами топлива. Учитывая перспективность разработок импульсных детонационных двигателей, компания «Pratt and Whitney» в начале 2001 г. выкупила у фирмы ASI ее отделение «Astronautics and Aerosciences Div»., непосредственно занимающееся данной тематикой. На базе нового подразделения численностью 25 человек был создан специализированный центр — «Pratt and Whitney Seattle Aerosciences Center». Одним из первых проектов Центра стало создание экспериментального пятикамерного двигателя PDE, первые стендовые запуски которого состоялись в начале 2003 г. Испытания установки с камерами диаметром 10 см и длиной 76 см проводились при скорости набегающего потока М = 2,5. Запатентованный фирмой золотниковый распределительный клапан, вращавшийся со скоростью 18 тыс. об/мин, обеспечивал подачу в каждую камеру сгорания рабочей смеси (этилена, кислорода и атмосферного воздуха) с частотой 60 Гц. В ходе запусков испытывавшийся образец двигателя развил тягу 226— 272 кг (номинальное значение тяги при полете на высоте 15 км должно составлять 680 кг). Второй этап стендовой отработки был посвящен оценке эффективности общего (для всех пяти камер) сопла двигателя. Данный проект финансируется ВМС, которые планируют использовать подобные силовые установки в составе крылатых ракет и беспилотных летательных аппаратов. Кроме того, детонационные двигатели могут стать составным элементом комбинированных установок различных типов, например использоваться в качестве форсажной камеры ТРД (такая схема позволяет снизить расход топлива на 10%).