Авиация и космонавтика 2003 10 - страница 23
Основное внимание разработчиков уделялось условиям и параметрам работы СПВРД на скоростях М=6,2 и М=6,8, определяющих границы перехода от дозвукового горения к стабильному сверхзвуковому режиму. Максимальные тепловые нагрузки, которым подвергся опытный образец, составили около 1700 град С.
Испытания двигателя CDE проводились в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature Tunnel) с рабочей частью диаметром 2,4 м и длиной 3,6 м На этой установке горячий поток с заданными параметрами по температуре и давлению подается из камеры сгорания, работающей на метане и воздухе. Для имитации условий разреженной атмосферы в пламя в соответствующей пропорции вдувается чистый кислород.
Для подготовки комплекса к испытаниям было израсходовано 2,7 млн долл. В основном эти средства пошли на монтаж оборудования подачи кислорода и газообразного водорода, использовавшегося в качестве горючего СПВРД.
Общий вид аппарата Х-43А
СПВРД аппарата Х-43А
Расчетный вариант ракеты для СПВРД, создаваемого по программе HyTech
В рабочей части трубы НТТ двигатель CDE устанавливался на специальном балансировочном устройстве, предназначенном для измерения тяги. Вся сборка СПВРД с этим устройством общей массой около 18 т монтировалась на подъемном механизме массой 4,5 т, обеспечивающим выдвижение испытываемого изделия в установившийся поток пламени. Продолжительность выхода установки на штатный режим работы после включения составляет около 50 с, сами же эксперименты при расчетной скорости потока М=7 могут длиться 35-40 с [3]. Запуск СПВРД проводился в течение 2 с путем впрыска в проточную часть изделия силана (silane, – кремневодорода), самовоспламеняющегося при смешении с горючим.
Непосредственным развитием программы NASP стал проект Нурег-Х, в ходе которого NASA разрабатывает небольшие беспилотные аппараты серии Х-43 для изучения условий гиперзвуковых полетов в диапазоне скоростей М-7-15.
Первая экспериментальная модель Х-43А массой 1,3 т и длиной 3,6 м спроектирована по схеме несущего корпуса с небольшим дельтовидным крылом размахом в 1,6 м. Расположенный под фюзеляжем СПВРД длиной 76,2 см и шириной 50,8 см использует в качестве горючего газообразный водород. Компонент массой 1,36 кг, который должен обеспечить работу двигателя в течение 7-10 с, хранится на борту в двух баках емкостью по 0,015 м3 под давлением 600 кг/см2 . Подача горючего в камеру сгорания, изготовленной из медного сплава, осуществляется под давлением 84 кг/см2 . Запуск двигателя, который не имеет системы охлаждения, также производится путем одновременного впрыска в камеру водорода и силона.
В ходе наземной отработки СПВРД было выполнено свыше 600 стендовых запусков, из которых около 75 испытаний проводилось в аэродинамической трубе НТТ Центра Лэнгли.
Всего к летным испытаниям подготовлено три аппарата Х-43А. Запуск первого из них, состоявшийся летом 2001 г., окончился неудачей из-за отказа ракеты «Пегас», с помощью которой модели должны разгоняться до скорости включения маршевого СПВРД.
Вторая модель, полет которой запланирован на конец 2003 г., рассчитывается на достижение скорости М=7. При этом ее двигатель будет сначала работать в режиме дозвукового, а потом сверхзвукового горения. СПВРД третьего аппарата, который предполагается разогнать до скорости М=10, должен сразу же выйти на сверхзвуковой режим работы.
В перспективе на базе технологий, освоенных в рамках проекта Х-43А, NASA планирует подготовить экспериментальный аппарат X-43D с максимальной скоростью полета до М=15. Важной особенностью данной модели будет охлаждаемый СПВРД, работающий на жидком водороде. Бортовой запас компонента должен обеспечить активный участок продолжительностью 10 с.
Если NASA занимается в основном перспективными водородными СПВРД, то усилия военных организаций сосредоточены на создании силовых установок, работающих на обычном углеводородном горючем. Различные марки керосинов широко распространены в авиационной технике, они характеризуются низкой стоимостью и не требуют особых мер предосторожности при производстве, хранении и заправке.