Расчетный вариант гиперзвуковой ракеты с спврд, создаваемым по программе HyTech

Созданию экспериментальных моделей двигателя HyTech предшествовала большая работа по подготовке необходимой элементной базы. В 1997—1999 гг. компанией «Pratt and Whitney» было проведено около 700 стендовых испытаний камеры сгорания СПВРД, в ходе которых варьировались режимы подачи горючего; примерно такое же количество составило и число продувок воздухозаборников различной конфигурации. Подобные эксперименты выполнялись на собственной технической базе фирмы, в Лаборатории GASL, Центре Тленна и других комплексах как гражданских, так и военных организаций. Кроме того* компания «Pratt and Whitney» на собственные средства изготовила экспериментальный СПВРД, работающий на этилене. Этот двигатель применялся в качестве действующего прототипа для расчета будущих моделей; при его стендовых запусках скорость набегающего потока доводилась до значения М=8. Одновременно фирма «Pratt and Whitney» вела разработку системы охлаждения СПВРД. В 1997 г. начались эксперименты с фрагментом стенки двигателя с теплообменными трубками. Изготовленный из никелевого сплава образец размером 15 х 38 см подвергался тепловым нагрузкам, соответствующим реальным. Общая продолжительность этих испытаний составила 160 с. Позднее были подготовлены и успешно испытаны две панели размером 15x76 см, их суммарная наработка достигла 78 мин. Затем начались эксперименты с полномасштабной стенкой СПВРД длиной 1,9 м. В 2001—2002 гг. были проведены акустические и динамические испытания штатной камеры сгорания длиной 60 см и шириной 22,8 см, отработаны распределительные клапана подачи топлива, секция с инжекторами и прочие компоненты. Первый этап испытаний экспериментального образца СПВРД с задачами подтверждения работоспособности изделия был успешно проведен в начале 2001 г. Модель, получившая обозначение PTE (Performance Test Engine), представляет собой СПВРД с неизменяемой геометрией проточной части. Основными его элементами являются поверхность сжатия перед воздухозаборником, изолятор для стабилизации скачков уплотнения (an isolator to control shocks), камера сгорания и сопло. Общая длина двигателя РТЕ составляет 3,07 м, без передней и сопловой частей, которые будут элементами летательного аппарата, — 1,9 м. По длине модель соответствует штатному изделию, поперечный же размер был уменьшен с расчетных 22,8 см до 15,2 см. Система охлаждения в двигателе РТЕ не предусматривалась, поэтому большая часть его конструкции изготовлялась из теплоемкой меди. При этом масса изделия составила 900 кг. Для создаваемой силовой установки выбрано углеводородное горючее JP-7. Это топливо, специально разработанное для высокоскоростного самолета SR-71, отличается стабильными характеристиками, нетоксичностью и рядом других преимуществ, важными при использовании на боевых аппаратах. Однако в чистом виде оно не применимо в СПВРД, так как его достаточно крупные молекулы не обеспечивают нужную скорость горение. Поэтому перед подачей в камеру сгорания топливо подвергается «крекингу» — расщеплению длинных углеводородных цепей на более мелкие, обладающие повышенными теплотворными характеристиками. В штатном СПВРД эта реакция будет протекать в теплообменниках системы охлаждения изделия. Но поскольку таковая в модели РТЕ отсутствовала, то горючее подавалось в камеру сгорания после подогрева в специальном реакторе мощностью 1 МВт. В ходе запусков, проводившихся на стенде Leg-б Лаборатории GASL (вкл. 13), двигатель РТЕ продемонстрировал устойчивые рабочие характеристики при скоростях М=4,5—6,5.

<<<Назад Страница 21 Далее>>>

<<<Назад Страница 22 Далее>>>

Разработка перспективных технологий (Часть 3) С августа 2002 г. до середины 2003 г. ВВС и фирма «Pratt and Whitney» вели отработку усовершенствованного СПВРД модели GDE-1 (Ground Demonstrator Engine). По своим параметрам данная установка существенно приближена к летному изделию: изготовленный из никелевых сплавов двигатель массой около 70 кг оснащен системой охлаждения воздушного канала, ширина которого составляет 22,8 см. Однако и в этой модели была предусмотрена раздельная подача топлива в систему охлаждения и камеру сгорания (через внешний нагреватель). Такая схема необходима для оценки химических свойств прошедшего теплообменники компонента и точного определения теплового баланса установки. В целях снижения риска при первых запусках двигатель работал в переохлажденном состоянии, то есть количество прогоняемого через «рубашку» охлаждения топлива намного превышало потребную величину, необходимую для охлаждения конструкции и поддержания эффективного горения. После каждого эксперимента проводилась дефектоскопия сварных швов СПВРД и общая проверка герметичности воздушного тракта. В общей сложности в течение года было выполнено около 60 запусков двигателя GDE-1 с максимальной продолжительностью работы до 20 с. Примерно в 50 из них скорость набегающего потока доводилась до значения М = 4,5, в остальных имитировался полет со скоростью М = 6,5. На анализ полученных результатов, в целом признанных положительными, и подготовку к заключительному этапу программы HyTech отводится примерно год. В 2005 г. должны начаться испытания двигателя GDE-2, практически полностью соответствующего летному изделию. Важной особенностью -этой модели станет изменяемая геометрия воздухозаборника. Кроме того, СПВРД будет оснащаться штатной системой подачи топлива через «рубашку» охлаждения, а также автоматизированной системой управления работой Fadec (Full Authority Digital Engine Control), используемой в двигателе F119. Квалификационные испытания модели будут проводиться уже в Центре Лэнгли — в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature Tunnel), позволяющей поддерживать устойчивый высокоскоростной напор в течение 30 с. , Основываясь на достаточно успешном выполнении экспериментов с двигателем GDE-1, представители Лаборатории AFRL и фирмы «Pratt and Whitney» выступили с предложением о создании летного образца данного СПВРД и проведении его испытаний в составе опытной ракеты. В качестве обоснования ими было приведено то обстоятельство, что модель GDE-2 с изменяемой геометрией воздушного канала предназначается в основном для маневренных аппаратов и разгонных ступеней будущих МТКС, относящихся к области интересов NASA. Отработанная же модель GDE-1 наиболее эффективна в боевых ударных системах. В конце 2003 г. после изучения предложений с компаниями «Pratt and Whitney» и «Boeing Phantom Works» был заключен годовой контракт стоимостью 7,7 млн долл. на проектирование экспериментальной ракеты с углеводородным СПВРД. При этом было рекомендовано широко использовать задел, освоенный последней фирмой по программе ARRMD (о ней см. ниже). Предлагаемая ракета, официально названная EFSEFD («Endothermically Fueled Scramjet Engine Flight Demonstrator» — «Летный демонстратор с СПВРД на подогретом горючем»), имеет ^ печати также и другие обозначения: SED-WR («Scramjet Engine Demonstrator— WaveRider», что примерно переводится как «Ракета с СПВРД — Бегущая по волнам» из-за сходства по форме с доской для серфинга), или просто «WaveRider» (вкл. 14). Технологически изделие длиной 4,2 м делится на три отсека: носовой, центральный и хвостовой; первые два планируется изготовить из алюминия, последний — из титанового сплава. Вся внешняя поверхность будет покрываться абляционной теплозащитой. В качестве разгонного блока ракеты EFSEFD предполагается использовать твердотопливную тактическую ракету ATACMS. При общей длине 7,2 м (с учетом переходника в 1,2 м) масса сборки составит 1,7 т. Летные испытания намечается проводить над тихоокеанским полигоном Пойнт-Мугу. После взлета с базы Эдвардз самолет В-52Н поднимется на высоту 10,7 км и при скорости М = 0,85 сбросит ракету. Ускоритель должен будет разогнать изделие до скорости М = 4,5 на высоте около 20 км. В дальнейшем предусматривается отделение ракеты и запуск ее двигателя; активный участок полета изделия продлится несколько минут, в течение которых скорость должна будет увеличиться до М=6—7. Учитывая важность испытаний, специалисты изучают возможности спасения ракеты с помощью парашютной системы. По предварительным планам, в 2007—2008 гг. может состояться 5—8 полетов ракеты EFSEFD. Общие затраты на всю программу летных испытаний оцениваются в 140 млн долл. Благодаря успешному ходу работ по программе HyTech к создаваемому СПВРД проявили интерес сначала компания «Boeing», а позднее NASA. Первая организация привлекла фирму «Pratt and Whitney» к разработке гиперзвуковой ракеты ARRMD, a NASA планирует использовать аналогичный двигатель на экспериментальном аппарате Х-43С, описание которого приводится в разделе «Программа NASP и ее развитие». В рамках проекта ARRMD (Advanced/Affordable Rapid Response Missile Demonstrator), курируемого Управлением DARPA, компания «Boeing» ведет разработку высокоскоростной боевой системы для оперативного нанесения ударов по точечным и мобильным целям. Первоначально ею были подготовлены предложения по двум ракетам с разными силовыми установками: с СПВРД фирмы «Pratt and Whitney» и с двух-режимным прямоточным двигателем, который разрабатывается фирмой «Aerojet» по заказу Исследовательского управления ВМС ONR в рамках программы «Hypersonic Weapon Technology Program».