Авиация и космонавтика 2003 10 - страница 28
Опытный образец двигателя не имел системы охлаждения и изготавливался из никелевого сплава. Основным конструкционным материалом для штатного изделия станут матричные композиты из керамики; число сборочных узлов не должно превысить десяти элементов. Сама ракета HyFly должна иметь цельнолитой титановый корпус; подобная технология отрабатывается Управлением DARPA для ракет ARRMD.
Примерно в 2003-2004 гг. фирмо Aerojet планирует провести контрольные испытания двухрежимного ПВРД при запусках высотных ракет. По их результатам будет санкционировано начало демонстрационных полетов разрабатываемой системы.
Запуски экспериментальных ракет HyFly предполагается осуществлять с борта самолета F-4 на высоте 10 км и при скорости полета М=0,85. Первые три испытания отводятся отработке системы сброса ракеты и оценке работоспособности разгонных блоков. В последующем ракета HyFly будет совершать самостоятельные полеты с постепенным увеличением скорости с М=4 до М=6 на высоте 27 км. При нескольких стартах намечается провести испытания отделения от ракеты боезаряда.
В 1996 г. Управление ONR совместно с корпорацией Boeing приступило к разработке ракеты Fasthawk с прямоточным воздушно-реактивным двигателем. В соответствии с техническим заданием, новая ударная система должна иметь следующие характеристики:
– длина (с разгонным блоком) 6,4 м,
– диаметр 0,52 м,
– стартовая масса (с разгонным блоком) 1,54 т,
– масса разгонного блока 634 кг,
– масса топлива (JP-10) 445 кг,
– масса боевой части 317 кг,
– крейсерская скорость полета М=4,
– высота полета 21 км,
– дальность действия 1260 км,
стоимость изготовления одного изделия 350 тыс. долл.
Активно-реактивный снаряд с СПВРД
Отличительной особенностью ракеты Fasthawk является цилиндрический корпус без управляющих поверхностей; подобная схема упрощает конструкцию пускового контейнера, существенно снижает аэродинамическое сопротивление и радиолокационную заметность изделия. Управление ракетой по тангажу и рысканию предполагается осуществлять путем поворота двигательного отсека, по крену – рулями, установленными в лобовом нерегулируемом воздухозаборнике с центральным телом.
Первоначально летные испытания экспериментального образца ракеты Fasthawk намечалось провести в 1999- 2000 гг., однако, технические сложности с созданием маршевого двигателя, теплозащиты и системы наведения, использующей наряду с данными бортовых инерциальных блоков сигналы со спутников «Навстар», вынудили ВМС отложить демонстрационные запуски на более поздний срок.
Летом 2001 г. на технической базе Опытно-конструкторского центра им. Арнольда AEDC (Arnold Engineering Development Center), входящего в структуру ВВС, специалисты Управления DARPA совместно с представителями Лаборатории GASL осуществили несколько запусков миниатюрной ракеты-снаряда, оснащенной СПВРД. В ходе одного из испытаний удалось произвести включение двигателя, развившего расчетную тягу Таким образом, после подготовительных двухлетних работ стоимостью 850 тыс. долл. были получены практические данные о работе подобных силовых установок в условиях реального гиперзвукового полета.
Активно-реактивный снаряд диаметром 10,2 см и длиной около 50 см изготавливался из титана (массовые характеристики изделия не сообщались). Запуски модели выполнялись с помощью двухступенчатой газодинамической пушки, обеспечившей со стартовой перегрузкой 10000 g разгон модели до скорости М=7,1. После выхода из ствола пушки длиной 36 м снаряд находился в свободном полете с работающим двигателем 25 мс, преодолев за это время расстояние в 80 м. Полет проходил в испытательной камере с несколько разреженной атмосферой; торцевая часть камеры была усилена стальными листами.
Опытная модель оснащалась СПВРД, использовавшем в качестве горючего этилен; компонент размещался в емкости под давлением 70,4 кг/ см3 . Выбор типа горючего был обусловлен тем, что в отличие от водорода подача этого более плотного компонента в камеру сгорания не требовала особой регулировки.
Дальнейшие планы Управления DARPA в реализации проекта ракеты- снаряда предусматривают проведение серии более сложных испытаний изделия. При их выполнении предполагается существенно увеличить длительность экспериментов с тем, чтобы оценить условия стабильного полета и работу двигательной установки в течение не менее 1,2 с. В этих целях снаряд будет оснащаться акселерометрами, расходомером горючего, датчиками давления в камере сгорания и т. п. Вдоль трассы полета длиной 230-300 м через каждые 6 м в двух взаимно перпендикулярных плоскостях планируется устанавливать специальную фотоаппаратуру для проведения видовой съемки.