Взлёт 2005 05

Штурм гиперзвука

Алексей РОМАШКИН

Как уже сообщал наш журнал (см. «Взлёт» №1/2005, стр. 47), 17 ноября 2004 г. США провели очередное успешное летное испытание гиперзвукового летательного аппарата Х-43А. Полет выполнялся в рамках комплексной программы Hyper-X, направленной на освоение гиперзвуковых технологий. Подобные работы, хотя и далеко не столь масштабные, проводятся и в Европе. Однако в деле испытаний гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) США и Европа были далеко не первыми. Уже около четверти века подобные исследования проводятся в России.

Как известно, главной отличительной особенностью ГПВРД является то, что необходимый для сжигания топлива кислород, то есть окислитель, этот двигатель за счет интегральной конструкции фюзеляжа и воздухозаборников извлекает из атмосферного воздуха. Это делает его весьма привлекательным для использования в составе перспективных ракет, в том числе средств выведения полезного груза в космос, поскольку позволяет обойтись без тяжелых баков с окислителем на первых ступенях, что может обеспечить высокую массово-энергетическую эффективность.

Несмотря на то, что наиболее перспективными средствами ближайшего будущего для выведения грузов в космос признаны двухступенчатые ракеты-носители (РН) вертикального старта с классическими жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и спасаемой первой ступенью, которая возвращается и садится на аэродром как самолет, проекты крылатого воздушно-космического самолета (ВКС) с горизонтальными взлетом и посадкой, двигательная установка (ДУ) которого работает на атмосферном воздухе не забыты, и работы по ним ведутся как в нашей стране, так и за рубежом.

В основе концепции ВКС лежит возможность использования для полета в космическое пространство земной атмосферы, за счет которой аппарат обеспечивается подъемной силой и кислородом воздуха для работы двигателей на начальном этапе полета.

Корни этой концепции уходят в далекое «докосмическое» прошлое – к работам российских ученых Циолковского, Цандера и Кондратюка, а также немецкого ученого Зенгера. С начала космической эры идея использования воздуха не давала покоя конструкторам, однако она не столь проста и однозначна, как кажется с первого взгляда.

Самые большие проблемы теоретического, технологического и экспериментального характера заключаются в создании и эксплуатации двигателя ВКС – ГПВРД. Напомним, что полет в космическое пространство ВКС начинает со взлета, затем следует разгон, набор скорости и высоты и фаза выхода на орбиту. На каждом из этих этапов необходим оптимально работающий двигатель, а требования этапов полета к двигателю зачастую вступают в противоречия между собой и с общей концепцией аппарата. Именно нерешенность вопроса разработки многорежимной воздушно-реактивной двигательной установки в сочетании с необходимостью значительного финансирования на разработку уникальных технологий не позволили в 70-х гг. прошлого века в СССР создать авиационно-космическую систему «Спираль», в 80-х реализовать английский проект HOTOL, а в начале 90-х заставили американцев отказаться от аппарата NASP.

Российские и зарубежные работы по исследованию проблем разработки ГПВРД показали, что создание ВКС будет экономически обоснованно только тогда, когда появятся новые конструкционные и теплозащитные материалы и будут разработаны многорежимные воздушно-реактивные двигатели. Специалисты полагают, что один из наиболее перспективных путей – создание гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Решение таких задач возможно только при существенной экономической поддержке предприятий авиационной и ракетно-космической отраслей со стороны государства, поскольку создание подобных систем исключительно на коммерческой основе вряд ли осуществимо.

Разработка первых работоспособных ГПВРД в Советском Союзе началась более 20 лет назад. 6 марта 1979 г. Комиссия Президиума Совета Министров СССР по военно- промышленным вопросам утвердила комплексный план научно-исследовательских работ по применению криогенного топлива для авиационных двигателей. Основная задача этого плана – создание самолетов с силовыми установками, работающими на жидком водороде и сжиженном природном газе. Предусматривалась также разработка летательных аппаратов со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями полета. План охватывал решение большого круга вопросов – от поиска наиболее эффективных способов промышленного производства криогенных видов топлива до создания опытных образцов и моделей газотурбинных двигателей и ГПВРД. К работе были подключены Академия наук СССР, Минавиапром, ряд ОКБ и заводов. Головной организацией в части разработки и испытаний двигателей на криогенном топливе для высокоскоростных самолетов был утвержден ЦИАМ им. П.И. Баранова.

Важнейшей особенностью ГПВРД является горение топлива в сверхзвуковом потоке воздуха. Поскольку на наземных стендах все условия гиперзвукового полета принципиально невоспроизводимы, потребовались летные эксперименты. Их программа обсуждалась параллельно с выполнением первых теоретических оценок возможности реализации цикла ГПВРД. В США предполагалось провести первые летные испытания ГПВРД на уникальном исследовательском самолете Х-15, разгонявшемся до скорости, соответствующей числу М=6, ракетным двигателем. Идея осталась неосуществленной: построенный в единственном экземпляре Х-15 разбился за несколько дней до запланированного полета с работающим ГПВРД.

В советской программе решено было использовать зенитные ракеты, разработанные и серийно выпускавшиеся химкинским МКБ «Факел». Реализация программы из-за дефицита средств и начавшихся «перестроек» продвигалась не так быстро, как хотелось бы. Только в 1991 г. впервые в мире идея создания ГПВРД была подтверждена летными испытаниями, проведенными в Казахстане у озера Балхаш.

Для летных испытаний ГПВРД была создана специальная гиперзвуковая летающая лаборатория (ГЛЛ) «Холод» – по существу, летающий стенд со всеми необходимыми автоматическими системами: подачи топлива, управления режимами испытаний и измерения параметров ГПВРД. ГЛЛ «Холод» была построена на базе зенитной ракеты комплекса С-200. Выбор этой ракеты обуславливался тем, что параметры траектории ее полета были близкими к необходимым для летных испытаний ГПВРД. Немаловажным считалось и то, что эта ракета снималась с вооружения, и ее стоимость была низкой.

Боевая часть ракеты была заменена головными отсеками ГЛЛ «Холод», в которых размещались система управления полетом, емкость для жидкого водорода с системой вытеснения, система регулирования расхода водорода с измерительными устройствами и, наконец, экспериментальный ГПВРД Э-57 осесимметричной конфигурации.

Первоначально концепция и конструкция экспериментального ГПВРД были разработаны ЦИАМ и Тураевским МКБ «Союз». Последний вариант конструкции выполнен воронежским КБХА и ЦИАМ.

Экспериментальный ГПВРД Э-57 был предназначен для работы в диапазонах полетных чисел М=3,5-6,5 и высот 15-35 км. Он состоит из осесимметричного трехскачкового воздухозаборника, коаксиальной камеры сгорания и кольцевого сопла небольшой степени расширения. Обечайка и центральное тело образуют кольцевую камеру сгорания со специальным профилированием по длине. На стенках камеры размещены три пояса подачи водорода. Первый пояс подачи с нишевым стабилизатором пламени расположен на центральном теле. Здесь водород подается в камеру сгорания через 42 отверстия диаметром 1,7 мм. Второй пояс со ступенчатым стабилизатором пламени расположен на обечайке, третий пояс с нишевым стабилизатором – на центральном теле. Во втором и третьем поясах также имеются по 42 отверстия, но диаметром 2,1 мм. В этих поясах установлены стандартные авиационные свечи электрической системы воспламенения.

Камера сгорания имеет регенеративную систему охлаждения. Жидкий водород из бортовой емкости проходит по каналам в стенках обечайки и центрального тела, охлаждает огневые стенки, направляется через заслонки регулятора в пояса подачи и далее – через 126 упомянутых отверстий – в полость камеры сгорания.

Напряженность режима работы камеры сгорания достаточно полно характеризуется двумя цифрами: температура стенок достигает 1200К, а водород, первоначально жидкий, охлаждая камеру сгорания, нагревается до 1000К.

На стенках воздухозаборника, центрального тела и обечайки размещены 68 отверстий для измерения давления в проточном тракте и 25 хромель-алюмелевых и хромель- копелевых термопар, предназначенных для измерения температуры стенки. Кроме того, 20 термопар различного типа установлены в тракте охлаждения, магистралях подачи и бортовой емкости водорода.

Бортовая емкость для жидкого водорода состоит из внутреннего сосуда и наружного кожуха, связанных между собой опорами по торцам. В пространстве между ними создано разрежение с остаточным давлением менее 102 мм рт.ст. для термоизоляции внутреннего сосуда. Бортовая емкость, созданная специально для ГЛЛ «Холод», прошла большой объем автономной отработки и без замечаний работала в проведенных полетах.

К настоящему времени в общей сложности проведено семь полетов. Первые два полета с габаритно-весовыми макетами головных отсеков по программе летно-конструкторских испытаний позволили отладить новую систему управления ракеты для обеспечения требуемой траектории. В пяти полетах использовался реальный ГПВРД с подробной препарировкой проточного тракта камеры сгорания. В трех полетах в камеру сгорания ГПВРД подавался жидкий водород.

Время работы ГПВРД в полете увеличивалось от одного испытания к другому и в последнем полете составило 77 с, что соответствовало максимальному времени полета ракеты комплекса С-200. Установлено, что работоспособность камеры сгорания сохранялась и после ее выключения.

Гиперзвуковой экспериментальный летательный аппарат ГЭЛА, демонстрировавшийся МКБ «Радуга» на МАКС-99. По мнению экспертов, в основе аппарата – стратегическая крылатая ракета воздушного базирования Х-90, разработка которой была прекращена в годы перестройки

* эксперимент с ГЛЛ «Холод» в 1998 г. проводился по контракту с НАСА

Работоспособность водородных ГПВРД была продемонстрирована на участке типовой траектории разгона до числа М=6,5. При этом на входе в ГПВРД воспроизводились реальные условия полета с естественным уровнем турбулентности и структурой потока невозмущенной атмосферы.

Анализ режимов течения и горения в проточном тракте ГП ВРД производился на основе информации, полученной в полете от датчиков, измерявших параметры в многочисленных точках проточного тракта. Как показала обработка полученной информации, на большей части длины тракта скорость потока соответствовала числу М= 1 – 1,5. Соответственно, полнота сгорания на режиме сверхзвука находилась в диапазоне 0,7-0,9. В ходе последнего испытательного полета полнота сгорания на режиме сверхзвукового горения составила 0,83 при коэффициенте избытка воздуха 0,85. Регистрация параметров в проточном тракте позволила провести идентификацию и верификацию математических моделей, описывающих газодинамику проточного тракта ГПВРД.

По результатам последнего полета была оценена тяга ГПВРД. Так как в процессе полета дважды включалась и выключалась подача водорода в ГПВРД, то, соответственно, изменялось и осевое ускорение ракеты. При известной массе ракеты сила тяги могла быть определена по элементарной формуле.

Все испытания проходили на полигоне у озера Балхаш при поддержке правительства и Академии Наук Казахстана. В гиперзвуковых летных экспериментах принимали непосредственное участие ученые Казахстанского Государственного университета и Национального центра радиоэлектроники и связи. Три из пяти экспериментов были проведены при непосредственном участии и частичном финансировании национальных научных центров Франции и США.

В процессе летных испытаний ГПВРД получены следующие результаты:

• длительное время работы ГПВРД (более 77 с) при сохранении работоспособности камеры сгорания после выключения;

• камера сгорания работала на предельных режимах по температуре стенки с реализацией процесса горения при дозвуковой и сверхзвуковой скоростях потока в тракте;

• по результатам измерений параметров рабочего процесса ГПВРД и траектории полета ГЛЛ «Холод» определены тяга ГПВРД, удельный импульс тяги и коэффициент полноты сгорания в камере;

• проведена идентификация математической модели рабочего процесса ГПВРД с учетом химических реакций горения водорода в проточном тракте камеры сгорания.

Гиперзвуковые летающие лаборатории второго поколения: ГЛЛ-ВК (слева) и ГЛЛ-31 (справа)

Дальнейшее развитие программы исследований водородных ГПВРД тесно увязано с разработкой ГЛЛ второго поколения. Они предназначаются для проведения фундаментальных исследований проблем гиперзвукового полета применительно к разработкам ВКС.

Над созданием российских ГЛЛ работают такие предприятия авиационной и космической отраслей, как ЦИАМ им. Баранова, ЛИИ им. Громова, ЦНИИмаш, ЦАГИ, организации Академии Наук РФ, ОКБ ракетной техники и других отраслей промышленности. Несмотря на сложную ситуацию в стране в настоящее время активную позицию в реализации проекта перспективной ГЛЛ заняли Министерство науки и Федеральное космическое агентство.

Среди российских разработок наиболее перспективными вариантами считаются ГЛЛ второго поколения ГЛЛ-ВК и ГЛЛ-31. Их макеты демонстрировались на Международном авиакосмическом салоне МАКС-2003 в Жуковском в августе 2003 г.

В отличие от осесимметричного ГПВРД «Холод» на ГЛЛ-ВК и ГЛЛ-31 предполагается использовать ГПВРД плоской конфигурации, как наиболее интегрируемые с корпусом ЛА.

В экспериментах на наземных стендах исследовались «холодные» модели (без горения) и модели с горением. На «холодных» моделях отрабатывались воздухозаборные устройства и их взаимодействие с камерой сгорания; на моделях с горением отрабатывался рабочий процесс в камере сгорания и его влияние на работу воздухозаборника. В качестве топлива в камерах сгорания использовался либо водород, либо жидкое углеводородное топливо (керосин), либо их сочетание.

Экспериментальные модули ГПВРД, конструктивно объединяющие воздухозаборник, камеру сгорания и сопло, были детально исследованы на наземных стендах ЦАГИ и ЦИАМ при внешнем обдуве набегающим воздухом.

Основными результатами наземных исследований явились:

• подтверждение возможности осуществления устойчивого рабочего процесса в ГПВРД с реализацией сверхзвукового горения топлива в камере сгорания (М кс =1,1-1,2);

• получение устойчивого воспламенения и горения топливовоздушной смеси;

• доведение полноты сгорания до величины п=0,95 при оптимальных сочетаниях геометрии проточной части ГПВРД и способе подготовки топливовоздушной смеси;

• сохранение целостности основных элементов ГПВРД на всех исследованных режимах.

Вполне естественно, существующая наземная экспериментальная база не в состоянии обеспечить полное моделирование всех условий комплексного воздействия на двигатель аэродинамических и тепловых нагрузок на режимах с числами М>6-8. Для проведения дальнейших работ необходимо применение высокоскоростных летательных аппаратов – лабораторий, обеспечивающих высоты и скорости полета реального высокоскоростного ЛА.

ГЛЛ-31 разрабатывается ЦИАМ совместно с ЛИИ им. М.М. Громова. Она представляет из себя экономичный универсальный летно-экспериментальный комплекс, включающий самолет-носитель и ГЛЛ с исследуемым ГПВРД.

Использование высокоскоростной летающей лаборатории позволит:

• отработать запуск ГПВРД и проверить устойчивость рабочего процесса горения топлива в диапазоне чисел М>6-8;

• определить тягово-экономические характеристики ГПВРД при М>6-8;

• оценить тепловое состояние и теплозащиту элементов двигателя;

• дать сравнительный анализ характеристик воздухозаборника и камеры сгорания, полученных в аэродинамических трубах и в полете, уточнить методы пересчета результатов модельных испытаний на натурные.

Применение самолета-носителя в качестве многократно используемой разгонной ступени для запуска лаборатории позволяет по сравнению с наземным стартом значительно снизить стартовую массу ГЛЛ за счет придания ей начальной скорости М=2-2,5 и подъема на высоту до 10-20 км.

В качестве носителя могут служить надежно зарекомендовавшие себя в эксплуатации самолеты МиГ-31, Ту-22МЗ или Ил-76. Подвеска ГЛЛ-31 осуществляется под фюзеляжем самолетов МиГ-31 или Ту-22МЗ на штатных узлах крепления, а на Ил-76 – внутри фюзеляжа. Для разгона ГЛЛ-31 до требуемых чисел М на ней предлагается использовать РДТТ.

ГЛЛ-31 содержит экспериментальный модуль ГПВРД, размещенный на нижней поверхности корпуса. Такое размещение позволяет добиться максимального подобия работы воздухозаборников в эксперименте и реальных условиях. В отсеках корпуса ГЛЛ-31 находятся элементы обеспечения работы ГПВРД.

Базироваться ГЛЛ может на аэродроме, обеспечивающем взлет и посадку самолета- носителя и его техническое обслуживание.

Запуск и работа ГЛЛ осуществляется по следующей программе:

• самолет-носитель МиГ-31 (базовый вариант) с подвешенной ГЛЛ производит разгон в горизонтальном полете на высотах 15-17 км в течение 50-60 с до достижения значений М=2-2,5, затем переходит в режим полета «горка» с вертикальной перегрузкой 2,5-3;

• при достижении угла наклона траектории 20-30° осуществляется отделение ГЛЛ-31;

• запуск разгонного ускорителя производится через 3-5 с после отделения от самолета. Ускоритель работает 25 с и разгоняет ГЛЛ-31 до значения М=9. Полет на активном и пассивном участках происходит по баллистической траектории с нулевым углом атаки. Включение исследуемого модуля (модулей) может производиться на любом участке полета.

Предлагаемый вариант ГЛЛ-31 обеспечивает проведение исследований в диапазоне чисел М=2-9 и высот полета 18-35 км. Время работы модуля ГПВРД составляет 40 с.

Наряду с ГЛЛ-31 ЦИАМ совместно с ЛИИ им. М.М. Громова разрабатывают еще одну гиперзвуковую летающую лабораторию – ГЛЛ-ВК. Этот аппарат должен обеспечить достижение скоростей М=6-14 на высоте полета до 70 км. Старт может обеспечиваться ракетой-носителем легкого класса типа «Рокот» или «Стрела», которая разгоняет ГЛЛ-ВК массой 2,2 т до сверхзвуковых скоростей.

После отделения от ракеты ГЛЛ-ВК выходит на рабочую траекторию, где включается трехмодульный ГПВРД, который может развить тягу до 12 кН (около 1200 кгс) в течении 20-50 с. После окончания запаса водорода следует гиперзвуковое планирование, которое завершается парашютной посадкой.

ГЛЛ-ВК представляет собой аппарат в виде удлиненного конуса длиной 8 м, с треугольным низкорасположенным крылом размахом 3,6 м и вертикальным стабилизатором. В нижней части фюзеляжа ГЛЛ смонтированы модули трехмодульного экспериментального ГПВРД прямоугольного сечения, имеющего длину 2,28 м, ширину 0,565 м и высоту 0,37 м, а в хвостовой части – бак с жидким водородом. Подобный двигатель планируется устанавливать на перспективные ВКС. В конструкцию включены все удачные научно-технические решения, отработанные в экспериментальных пусках, в том числе и бортовая система подачи жидкого водорода в ГПВРД.