Авиация и космонавтика 2003 10 - страница 27
На основе выполненных исследований были инициированы несколько проектов создания новых силовых установок для перспективных ударных систем.
Наибольших успехов специалисты ВМС добились в рамках проекта Hypersonic Weapon Technology Program (HWTP), предусматривающего разработку двухрежимного ПВРД. После начало в 2002 г. стендовых испытаний опытных моделей двигателя программа стала называться Ну Fly (Hypersonic Flight – «Сверхзвуковой полет»), Кроме того, к работам, возглавляемым Управлением ONR, присоединилось Управление DARPA, когда-то отклонившее предложение по использованию двухрежимного двигателя на ракете ARRMD.
Запуск ракеты Ну Fly с корабля
Опытная модель ракеты HyFly но испытательном стенде
По своим техническим характеристикам двухрежимные ПВРД занимают промежуточное положение между обычным прямоточным двигателем и СПВРД. Данные силовые установки, по упрощенному определению зарубежных специалистов, функционируют по схеме с дожиганием «газогенераторного газа». Они имеют два воздушных канала: в одном происходит сжатие и торможение потока перед дозвуковой камерой сгорания, после которой струя пламени с избытком горючего попадает в зону сверхзвукового горения во втором канале. Оснащенные такими двигателями летательные аппараты способны развивать скорость до М=6,5.
Несмотря на относительно невысокие (в сравнении с СПВРД) энергетические характеристики, двухрежимные двигатели обладают рядом важных преимуществ. Например, их запуск можно производить при меньшей скорости полета (около М=3), а это снижает массу и габариты разгонных блоков, меньшие тепловые нагрузки позволяют отказаться от системы охлаждения изделия, увеличив при этом продолжительность его работы, и т.п.
Концепция двухрежимного ПВРД была предложена в начале 1970-х годов специалистами Лаборатории прикладной физики APL (Applied Physics Laboratory) Университета Джонса Хопкинса; в настоящее время эта организация является техническим консультантом проекта HyFly. Непосредственной разработкой двигательной установки занимается фирма Aerojet, головным подрядчиком по программе HyFly стала компания Boeing Phantom Works.
В соответствии с подписанным весной 2002 г. контрактом стоимостью 92,4 млн долл., корпорация Boeing должна к 2004-2006 г. подготовить к летным испытаниям около десяти опытных образцов ракеты HyFly Для разгона изделия до скорости включения маршевого двигателя должны использоваться твердотопливные ускорители. Длина ракеты, оснащенной небольшими стабилизаторами, ограничена 4,27 м, диаметр 0,48 м, масса боевой части оценивается в «несколько сотен фунтов».
Ударная система HyFly проектируется в двух модификациях: морского базирования (на надводных кораблях и подводных лодках) и воздушного старта с самолетов F-18. В первом случае ее длина вместе с разгонным блоком составит 6,5 м, стартовая масса 1,72 т, а дальность действия 1 100 км; для второго варианта эти параметры определяются 4,65 м, 1 т и 720 км, соответственно.
Ракета HyFly должна комплектоваться системой наведения по сигналам со спутников «Навстар». Кроме того, предусматривается канал радиосвязи для оперативного изменения полетного задания уже после запуска изделия.
Значительную часть полученных по контракту средств (43 млн долл.) корпорация Boeing передала фирме Aerojet на поставку двигателей для ракеты HyFly. Объем заказа составил 14 изделий, шесть из которых предназначаются для стендовой отработки.
В связи с жесткими габаритными ограничениями маршевый двигатель полностью интегрирован в цилиндрический корпус ракеты. ПВРД, работающий на углеводородном горючем JP- 10, оснащается цилиндрическим шестисекционным воздухозаборником, два канала которого направляют воздух в центральную дозвуковую камеру, остальные обеспечивают за этой камерой периферийное сверхзвуковое горение.
Летом 2002 г. в высокоскоростной аэродинамической трубе Центра Лэнгли была успешно проведена серия продувок полномасштабной модели ракеты с экспериментальной силовой установкой. В ходе испытаний, выполнявшихся при свободном обтекании модели, двигатель развил тягу, соответствующую расчетной, и продемонстрировал устойчивую работу при скорости набегающего потока М"=6-6,5 и при изменении угла атаки в пределах 0-5 град.