Авиация и космонавтика 1994 01-02 - [27]

Но реализовать такие конструкции мы пока не можем. Предстоят прежде всего исследования процесса горения в сверхзвуковом потоке, создание новых материалов, способных работать в условиях теплонапряженного нагруженного состояния по всему тракту двигателя. Вот почему нужны тщательные экспериментальные проработки. Об этом свидетельствуют, например, и громадные капитальные вложения США в экспериментальные исследования на стендах.

Однако специфичность рабочего процесса ГПВРД, связанная с большими скоростями перемещения в плотной атмосфере, не дает возможности полного воспроизведения условий полета на стенде со скоростями, превышающими скорость звука в 6 раз (М_п >= 6), а при М_п > 8 вообще невозможно обеспечить необходимые параметры воздушного потока на входе в двигатель. В связи с этим общей чертой национальных программ создания ВКС в различных государствах является разработка на первом этапе экспериментального ЛА для испытаний и отработки ДУ В США это Х-30, в Германии – Hytex, во Франции – STS-2000.

Но при первых же технических проработках во всех случаях приходят к выводу о необходимости в качестве предварительного этапа создавать небольшие гиперзвуковые летающие лаборатории (ГЛЛ). Летные испытания гиперзвукового двигателя необходимы для отработки его конструкции, проверки запасов работоспособности при комплексном воздействии всех влияющих факторов, оценки надежности и ресурса. По их результатам осуществляются идентификация и верификация математических моделей рабочего процесса ГПВРД. Эти ГЛЛ могут иметь различные системы разгона и совершают после отделения от них автономный полет с работающими моделями или экспериментальными модулями ГПВРД. Такие проекты имеются в США, Японии, Франции, Германии. Они предусматривают создание крылатого ЛА длиной 6-9 м, массой 2-4 т, с размахом крыла 1,8-2,5 м. Рассматриваются как ракетные, так и самолетные системы выведения этих ГЛЛ с разгоном до М_п = 14-20.

Рис. 1

Рис. 2

У нас в конце 70-х годов была принята межведомственная программа «Холод», целью которой являлось исследование проблем применения жидководородного топлива в авиации. В рамках этой программы планировалось создание гиперзвуковой летающей лаборатории с ракетной системой выведения для испытания водородного ГПВРД с тягой 300-400 кгс в реальных условиях полета.

Над практической реализацией этой задачи работали крупнейшие организации нашей страны: МКБ «Факел» переоборудовало свою зенитную ракету для установки экспериментального ГПВРД, сконструированного и изготовленного ТМКБ «Союз», МАКБ «Темп» дал бортовую систему регулирования подачи водорода в камеру сгорания по траектории полета. Участвовали в программе и МОКБ «Горизонт», ВИАМ, ЛИИ, ЦА- ГИ, НПО «Криотехника», службы Министерства обороны. Руководил всей работой ЦИАМ. Там же проектировали ГПВРД, делали расчетно-экспериментальные исследования рабочего процесса, охлаждения и регулирования, изготавливали системы питания двигателя и заправки ракеты жидким водородом, проводили стендовые предварительные испытания ГПВРД.

Экспериментальный ГПВРД, установленный в головной части ракеты, – осесимметричной конфигурации с кольцевой камерой сгорания (рис. 1). Проточный тракт камеры сгорания образован центральным телом и цилиндрической обечайкой, соединенными между собой полыми пилонами, внутри которых проложены измерительные коммуникации и магистрали подачи водорода к смесительным элементам и каналам охлаждения. По длине проточного тракта камера сгорания имеет участки постоянного и увеличивающегося сечения. Этот двигатель испытывался на стенде с воспроизведением условий до М_п = 5.

Конфигурация камеры сгорания выбрана в соответствии с концепцией двухрежимного ГПВРД. То есть на малых сверхзвуковых скоростях (М_п = 3-5) горение водорода осуществляется при дозвуковой скорости в камере сгорания, а при полете с М_п > 5 – при сверхзвуковой. В качестве ускорителя для ГЛЛ «Холод» была выбрана ракета класса «земля – воздух» С-200, которая могла обеспечить траекторию полета, близкую к планируемой типовой. Исходя из требований аэродинамики, устойчивости и управления ракетой С-200, экспериментальный ГПВРД и все отсеки бортовых систем, установленные вместо боевой части, выполнены в виде осесимметричных тел вращения, диаметр которых не превышает диаметра штатных отсеков, равного 750 мм (рис. 2). Такая схема ГЛЛ разработана и реализована впервые в мире. Известно, что в США по примеру ЦИАМ приступают к созданию подобной ГЛЛ с использованием «Минитмен-2».

28 ноября 1991 года и 17 ноября 1992 года с полигона в районе Сарышаган успешно проведены два летных испытания водородного ГПВРД на ГЛЛ «Холод». В обоих случаях двигатель работал на режимах как дозвукового горения (подача водорода через второй и третий пояса смесительных элементов), так и сверхзвукового (подача водорода через все три пояса смесительных элементов). Переключение режимов подачи водорода в соответствии с траекторией полета проводилось автоматически. В камере сгорания был достигнут режим, близкий к предельному. Система подачи и регулирования жидкого водорода функционировала в точном соответствии с заданной программой. Бортовая телеметрическая система ГЛЛ обеспечивала передачу от 247 датчиков сигналов, которые принимались и регистрировались наземными станциями по трассе полета.