Зарубежные исследования в области гиперзвуковых летательных аппаратов (2003)

Полковник Р. Щербаков

В последнее десятилетие в ведущих зарубежных странах повышенное внимание уделяется НИОКР, проводимым в интересах создания новых видов авиационной техники, в частности гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), включая пилотируемые и беспилотные самолеты различных классов и назначения, а также управляемых ракет. По оценкам специалистов, перспективные системы оружия, созданные на базе ГЛА будут обладать значительными стратегическими преимуществами, что позволит им выполнять боевые задачи на качественно новом уровне. Считается, что основными задачами, которые предполагается возложить на ГЛА, станут: поражение стратегически важных объектов, включая критичных по времени, в том числе мобильных наземных целей, в глубине территории противника, ведение воздушной разведки, переброска войск, В и ВТ на трансконтинентальную дальность, а также вывод на околоземные орбиты спутников различного назначения. Этой статьей открывается цикл публикаций, освещающих данную тематику.

Ведущие западные страны уделяют особое внимание НИОКР, проводимым в интересах создания новых видов авиационной техники, в частности гиперзвуковых летательных аппаратов, включая пилотируемые и беспилотные самолеты различных классов и назначения, а также управляемые ракеты. По оценкам специалистов, перспективные системы оружия, созданные на базе таких ЛА будут обладать значительными стратегическими преимуществами, что позволит им выполнять боевые задачи на качественно новом уровне.

Считается, что основными задачами, которые будут возложены на ГЛА, станут: поражение важных стратегических объектов, включая "критичные по времени", в том числе мобильные наземные цели в глубине территории противника; ведение воздушной разведки; переброска войск и военной техники на трансконтинентальную дальность, а также вывод на околоземные орбиты спутников различного назначения.

Основные усилия разработчиков, занимающихся исследованием ГЛА и их силовых установок, направлены на создание научно-технического и технологического задела, способного обеспечить разработку и принятие на вооружение данного вида техники в ближайшее десятилетие. Среди наиболее сложных технологических проблем, возникающих при этом, центральное место занимают следующие: создание новых силовых установок и топлив для них, интеграция силовой установки и планера ЛА, разработка перспективных высокотемпературных материалов, а также принципов и систем управления отдельными системами и ЛА в целом.

Наибольший объем НИОКР в этой области выполняется в США. Аналогичные исследования ведутся кроме того, в Великобритании, Франции и Германии. Причем, ближайшей целью разработчиков является создание экспериментальных образцов ГЛА и их силовых установок, на базе которых в ближайшие 5-10 лет возможно создание УР различных классов большой дальности, а в дальнейшем перспективных пилотируемых ГЛА.

Основные задачи, возлагаемые на ГЛА. В последнее десятилетие в ведущих странах Запада при проведении НИОКР в области новых видов авиационно-космической техники большое внимание уделяется разработке ключевых технологий создания гиперзвуковых летательных аппаратов, включая пилотируемые и беспилотные, управляемые ракеты различных классов, а также боевые блоки баллистических ракет. Интерес, проявляемый к гиперзвуковым технологиям, обусловлен перспективой получения следующих боевых преимуществ: малое (до 10 мин и менее при дальности пуска около 1 000 км) подлетное время, сравнительно низкая уязвимость средств воздушно-космического нападения, способных выполнять крейсерский полет со скоростями, соответствующим числу М = 6-14 и более на высотах 35-40 км, от современных и перспективных средств ПВО; универсальность применения (самолеты стратегической и тактической авиации, надводные корабли и подводные лодки, баллистические ракеты).

По расчетам зарубежных экспертов, использование гиперзвуковых воздушно-космических систем обеспечит: существенное повышение оперативности и эффективности решения поставленных задач; возможность быстрого возврата на аэродром базирования при их отмене; значительное (примерно в 10 раз) снижение стоимости и риска доставки полезной нагрузки на околоземные орбиты по сравнению с имеющимися системами; рассредоточение средств вывода в космос на национальной территории; уменьшение зависимости от незащищенных стационарных стартовых комплексов и специального наземного оборудования, необходимых для запусков ракет-носителей. Кроме того, перспективные ГЛА будут применяться для решения таких задач, как: ведение стратегической воздушной разведки; поражение важных, в том числе критичных по времени и высокомобильных целей в глубине территории противника; перехват воздушно-космических целей; оперативная доставка личного состава, вооружений и военной техники на трансконтинентальную дальность, а также выведение на орбиту военных спутников.

По мнению зарубежных специалистов, чтобы ГЛА удовлетворяли предъявляемым к ним требованиям, разрабатываемые для них силовые установки должны обладать высокими тягово-экономическими характеристиками при относительно малой массе конструкции.

В качестве основных силовых установок на современном этапе рассматриваются прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД) с дозвуковой и гиперзвуковые (ГПВРД) со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания, предназначенные для выполнения полетов на скоростях, соответствующих числу М = 5-10 и более, имеющие наибольшее значение удельного импульса в требуемом диапазоне скоростей и использующие углеводородное (авиационные керосины), водородное (жидкое или шугообразное) либо твердое топливо. Для перспективных ГЛА и воздушно-космических систем предусматривается использовать комбинированные (турбопрямоточные или ракетно-прямоточные) либо составные, а в перспективе - силовые установки на других физических принципах работы.

В то же время, американские эксперты признают, что США и западные страны отстают в данной области от России, а также Китая и Индии. Этим обусловлено повышенное внимание к получению российских технологий создания ПВРД. В частности, страны НАТО закупили (Соединенные Штаты) или планировали закупить (Франция) российскую управляемую ракету с ПВРД Х-31. В США она служила в качестве сверхзвуковой воздушной мишени МА-31, а некоторые узлы ПВРД применялись для создания аналогичного двигателя и сверхзвуковой противокорабельной УР собственной разработки, во Франции намечалось ее использовать для создания ракет с ПВРД ASMP-A.

Главная цель работ по исследованию ГЛА, организационно оформленных в ведущих странах Запада в виде технологических программ, - создание научно-технологического задела, способного обеспечить в начале следующего столетия полномасштабную разработку авиационно-космической техники нового вида.

Считается, что основными технологическими проблемами, решение которых будет иметь определяющее значение для реализации указанных программ, являются: разработка силовой установки, в состав которой могут входить двигатели различных типов; интеграция планера и силовой установки; создание перспективных высокотемпературных материалов.

Силовые установки. По мнению зарубежных экспертов, для удовлетворения заданных требований к ГЛА, разрабатываемые силовые установки должны обладать высокими тяговоэкономическими характеристиками при сниженной удельной массе. К числу рассматриваемых концепций относятся как традиционные газотурбинные двигатели для ЛА с расчетной скоростью полета, соответствующей числу М = 6, так и перспективные.

В частности, в США проводятся исследования турбореактивного двигателя (ТРД) с впрыском водяного пара на входе в двигатель.

Рис. 1. Принципиальная схема двигателя типа SteamJet

Концепция двигателя, названного парореактивным (SteamJet), предусматривает широкий диапазон его применения - от гиперзвуковых управляемых ракет до пилотируемых ЛА с расчетной скоростью полета, соответствующей числу М = 6 и более.

Парореактивный двигатель (рис. 1) помимо традиционного ТРД включает систему впрыска водяного пара на входе в двигатель и воздушно-водяной теплообменник, расположенный перед компрессором. По мнению зарубежных специалистов, при больших сверхзвуковых скоростях полета ЛА (число М = 3 и выше) впрыск водяного пара приведет к значительному снижению температуры воздуха на входе в двигатель, рост которой связан с интенсивным торможением потока в канале воздухозаборника, что, в свою очередь, позволит работать компрессору на режимах, близких к расчетным. Кроме того, увеличивается расход рабочего тела через двигатель, что также приводит к росту тяги. При этом для достижения скоростей, соответствующих числу М = 6 и более, можно использовать обычный ТРД, работающий на традиционном углеводородном топливе (керосине). В настоящее время впрыск водяного пара на входе в двигатель используется на современных ЛА только для кратковременного увеличения тяги двигателя (как правило, на взлетных режимах или в жарких климатических условиях).

Специалисты исследовательской лаборатории ВВС США произвели первоначальную теоретическую оценку такого двигателя.

Расчеты показали, что на режимах полета со скоростями, соответствующим числу М = 4, для ЛА с взлетной массой 15 т двигатель типа SteamJet более экономичен, чем ПВРД. Кроме того, на скоростях, соответствующих числу М = 6, он способен обеспечить тягу, необходимую для установившегося горизонтального полета. По мнению экспертов, относительная простота конструкции двигателя типа SteamJet увеличивает вероятность оснащения им перспективных экспериментальных ГЛА.

В настоящее время проводится оценка ТРД, наиболее оптимальных для переоборудования в SteamJet. Интерес к этому проекту проявила фирма "Дженерал электрик", предлагающая для летных испытаний ТРД J85.

В тоже время в качестве основных элементов силовых установок для перспективных ГЛА рассматриваются ПВРД с дозвуковой и ГПВРД со сверхзвуковой скоростью потока в камере сгорания. Двигатели этого типа более просты в изготовлении и эксплуатации, чем ТРД и обладают наибольшими значениями удельного импульса в требуемом диапазоне скоростей, особенно при использовании водородного топлива.

Важным результатом работ по созданию силовых установок, характеризующихся интенсивными расчетно-экспериментальными исследованиями отдельных элементов и систем, а также демонстрационных образцов ГПВРД в целом, стало проведение за последнее время серии продолжительных (до 10-15 с) наземных испытаний крупномасштабных (40 % и более) моделей и полномасштабных образцов моделей на углеводородном и водородном топливе в условиях, соответствующих скоростям полета М = 5-14. В США подобные экспериментальные исследования осуществлялись в середине 90-х годов в рамках закрытых программ специалистами ВВС, фирм "Локхид-Мартин" и "Пратт энд Уитни" в аэродинамических трубах (АДТ) испытательных комплексов научно-исследовательского центра (НИЦ) им. Эймса, фирмы "Калспэн" и лаборатории прикладных исследований "Гасл".

Результаты испытаний крупномасштабных моделей ГПВРД в гиперзвуковой АДТ продемонстрировали, в частности, целесообразность непосредственного измерения тяги, а также показали, что испытания в импульсном режиме (0,5-2,0 мс) эффективнее, чем имеющие "большую продолжительность".

Использование отработанных в ходе экспериментов методик измерения баланса сил поверхностей, управляющих внутренними объемами модели ГПВРД, по мнению разработчиков, расширит возможности непосредственного измерения таких параметров экспериментальной модели, как степень сопротивления камеры сгорания, топливного коллектора и элементов конструкции сопла, что, в конечном счете, позволит более точно рассчитать значение эффективной тяги. В дальнейшем их применение, разработанных как для импульсных, так и "продолжительных" режимов, может быть эффективно использовано при создании наземных систем испытаний моделей ГПВРД в условиях скоростей полета, соответствующих числу М = 7-14.

Дополнительно в АДТ НИЦ им. Эймса были проведены испытания модели ГПВРД с использованием водородного топлива на скоростях М = 10-12 с целью определения и сравнения параметров рабочего процесса, главным образом эффективности смешения и полноты сгорания топлива, а также гидравлического сопротивления в камере сгорания при установке в ней топливных форсунок различных типов.

Топливо. На современном этапе для разрабатываемых экспериментальных и демонстрационных ГПВРД в качестве основного топлива выбраны авиационные керосины (термостабильный керосин JP-7, используемый на сверхзвуковых разведывательных самолетах SR-71A), JP-10 и водород. Авиационные керосины обладают гораздо более низкими энергетическими характеристиками по сравнению с другими топливами, такими, как водород, метан, но наравне с меньшими потребными объемами топливных баков, имеют значительно более высокие эксплуатационные характеристики, благодаря относительно безопасным хранению, в том числе на борту ГЛА, и заправке. Основные характеристики применяемых топлив приведены в табл. 1.

Таблица 1 Основные характеристики применяемых топлив
Тип топлива	Массовая энергоемкость, МДж/кг	Объемная энергоемкость, МДж/л	Плотность, кг/м3
Жидкий водород (Н2)	116,7	8,2	71
Шугообразный водород	116,6	9,8	82
Метан	50	20,8	424
Авиационные керосины:
JP-4	43,5	33,1	717
JP-5	43	35,1	760
JP-7	43,9	34,7	815
JP-8	43,2	35	809
Jet A	43,4	34,6	79

Предполагается, что в перспективе будут применяться другие топлива, имеющие хорошие эксплуатационные характеристики, удовлетворяющие требованиям по безопасности при хранении на борту и не требующие разработки новых систем заправки и хранения. В частности, специалистами ВВС США ведется разработка новых топлив, таких как JP-8+100 (в перспективе - JP-8+300), c повышенными по сравнению с топливом JP-8 на 50 °С (+100 °F) термостабильностью и на 50 % удельной теплоемкостью, а также эндотермических типа JP-900/Endothermic, способных сохранять термостабильность (неизменный химический состав, отсутствие смолообразование и т. д.) до рабочих температур 500 °С (900 °F) на первом этапе (в последующем - до 650 °С) и с увеличенной в 12 раз (до 3 500 кДж/кг) удельной теплоемкостью (по сравнению с JP-8).

Интеграция силовой установки и планера, динамика полета, управление. Применение прямоточных воздушно-реактивных двигателей и комбинированных силовых установок, высокие скорости полета (значительный скоростной напор), а также необходимость обеспечения заданных аэродинамических, маневренных характеристик проектируемых ГЛА, требуют разработки новых интегрированных аэродинамических компоновок. Они должны обеспечивать совместную работу воздухозаборников, силовой установки и элементов планера без вредной интерференции, балансировку ЛА на всех режимах полета, стабилизацию положения центра давления при изменении углов атаки, крена и скоростей полета в широком диапазоне чисел М полета.

Кроме того, для достижения заданных характеристик устойчивости и управляемости, выбранные аэродинамическая схема и компоновка должны обеспечить эффективность органов управления при минимальных площадях стабилизирующих и управляющих поверхностей, шарнирных моментов и энергетических затрат на аэродинамическое управление. Считается также целесообразным применение газодинамической системы управления.

Новые конструкционные материалы. Техническая реализация проектов ГЛА требует создания и применения новых жаростойких, высокопрочных и легких конструкционных материалов для изготовления элементов планера и силовой установки. Произведенная зарубежными специалистами расчетная оценка температурных и прочностных режимов для основных элементов конструкции ГЛА позволила выявить потребность в разработке высокотемпературных материалов пяти основных классов: сплавов на основе интерметаллических соединений алюминий-титан (или алюминидов титана - Ti3Al); композиционных материалов (КМ) с металлической матрицей, изготовленной из сплавов титана в β-фазе; материалов с высокой теплопроводностью; композиционных материалов с углеродной и керамической матрицами; материалов с высоким пределом ползучести. При этом они должны иметь более низкую плотность, поскольку данная характеристика является наиболее критичной для гиперзвуковых, чем у сверхзвуковых или дозвуковых ЛА. В частности, увеличение массы конструкции на 1 кг приводит к росту взлетной массы обычного ЛА на 2 кг, а гиперзвуковых - на 10 кг.

В зарубежных СМИ отмечается, что к настоящему времени уже созданы новые конструкционные материалы, обладающие высокой прочностью и термостойкостью при малой удельной массе. В их числе алюминиды титана для обшивки планера, полученные с помощью технологии быстрого затвердевания и способные выдерживать температуры до 1 650 К при значительных механических нагрузках и до 2 100 К в ненапряженном состоянии, а также КМ с углерод-углеродной матрицей и матрицей на основе карбида кремния, армированной волокнами углерода, сохраняющие работоспособность при температурах до 3 000-3 500 К. Последние предполагается использовать в наиболее теплонапряженных элементах конструкции планера. Главной особенностью этих КМ является постоянство, и даже увеличение удельной прочности при нагреве.

Однако их применение в конструкциях будет возможно только при увеличении стойкости к окислению при воздействии высоких (более 2 500 К) температур, а также значительном снижении стоимости самого материала и процесса его производства.

Композиционные материалы на основе керамического связующего, в преимущественно карбида (SiC) и нитрида кремния (Si₃N₄), получаемые методом химического осаждения, планируется также использовать в конструкциях камер сгорания и других агрегатов силовой установки. Для топливных баков предусматривается использовать графито-эпоксидные КМ (эпоксидная матрица, армированная волокнами графита), диапазон рабочих температур которых составляет 25-400 К.

Вычислительная газовая динамика. Применение современных методов вычислительной газовой динамики зарубежные разработчики рассматривают как одно из основных средств исследования аэро- и термодинамических характеристик ГЛА, позволяющее ускорить процесс их разработки без значительного увеличения финансирования. Для численного моделирования сложного пространственного вязкого течения с системой скачков уплотнения и теплообменом, возникающего вокруг ЛА при гиперзвуковых скоростях полета, внутренних напряжений в конструкции планера, вызванных тепловыми и аэродинамическими нагрузками, и решения других задач используются мощные супер-ЭВМ типа "Крей" (США) или "Фуджицу" (Япония), быстродействием нескольких сотен миллионов операций с плавающей запятой в секунду и оперативной памятью до нескольких десятков Гбайт. С их помощью выполнен большой объем расчетных исследований обтекания моделей ЛА различных схем гиперзвуковым потоком до числа М = 19 и разработаны алгоритмы, позволяющие моделировать процессы сверхзвукового горения до скоростей, соответствующих числу М = 12-14.

Рис. 2. Типовой график развертывания мобильной пусковой установки ОТР и применения гиперзвуковой УР класса «воздух – земля»

Рис. 3. Зависимость подлетного времени на определенную дальность от скорости полета

В частности, американские специалисты НИЦ Лэнгли (НАСА), фирм "Макдоннелл-Дуглас" ("Боинг") и "Кэлспэн" выполнили комплекс экспериментальных и расчетных исследований по аэротермодинамике моделей гиперзвуковых самолетов. Цель работ заключалась в верификации (путем сравнения с данными экспериментальных продувок в АДТ) разработанных в последнее время численных методов расчета аэротермодинамических характеристик ЛА с несущим корпусом при гиперзвуковых скоростях полета, соответствующих числам М = 11-19.

Экспериментальные исследования моделей, изготовленных фирмой "Макдоннелл-Дуглас", проводились в АДТ ударного типа с рабочей частью диаметром 2,44 м фирмы "Кэлспэн" в диапазоне чисел М = 11-19 при углах атаки до 10 ° и числах Re до 107/фут. Испытываемые модели ГЛА с несущим корпусом были оборудованы сменными наконечниками, датчиками давления и температуры, а также гребенками насадок приемников полного давления для определения толщины ударного и пограничного слоев. Измерительная аппаратура экспериментального стенда позволяет получать значения параметров течения с точностью до 5 %

Американские НИОКР. Среди зарубежных государств, осуществляющих национальные программы НИОКР в области гиперзвуковых технологий, наибольшего прогресса добились США. В частности, в ходе работ по программе NASP (закрыта в 1994 году) осуществлялась оценка технологий гиперзвукового полета и конструктивно-схемных решений, которые должны быть подтверждены при летных испытаниях экспериментальных летательных аппаратов Х-30. Выбор аэродинамической схемы и определение общей компоновки Х-30 производились на основе конкурсных проектов участвующих в программе американских фирм: "Макдоннелл-Дуглас", "Рокуэлл" (обе ныне входят в состав фирмы "Боинг"), "Дженерал дайнэмикс", "Пратт энд Уитни" и "Рокетдайн". На исследования по программе NASP в 1986-1993 годах израсходовано более 2 млрд долларов, из которых 50 % были выделены из бюджета МО США, 20 % - НАСА и 30 % за счет частных фирм.

В настоящее время в США исследования в области гиперзвуковых технологий проводятся в рамках нескольких программ (НАСА, министерства ВВС, ВМС и СВ), суммарное ежегодное финансирование которых составляет в 65-70 млн долларов.

В то же время американские специалисты признают, что развитие гиперзвуковых вооружений и военной техники (ВВТ), несмотря на значительное финансирование ряда программ, в немалой степени зависит от уровня технологических достижений в ряде ключевых областей, что не позволяет на определенном этапе создавать образцы ВВТ с заданными тактико-техническими и стоимостными характеристиками.

Ближайшими планами программ, проводимых в интересах МО США и со сроками завершения 2010-2015 годы, предусматривается создание гиперзвуковых силовых установок и управляемых ракет различных классов, способных выполнять полет со скоростями, соответствующими числам М > 5 на высотах 30 км и более. Считается, что главным предназначением таких систем, обладающих значительно большей дальностью полета (700-1 100 км), превышающей дальность пуска УР с ракетными двигателями и сравнимой с дальностью пуска существующих крылатых ракет при приемлемых массогабаритных характеристиках, с учетом поставки в войска перспективных средств разведки, обнаружения и целеуказания будет уничтожение "критичных" по времени мобильных целей, таких как пусковые установки (ПУ) МБР и ОТР (рис. 2, 3), а также некоторых высокозащищенных (заглубленных) целей.

Программа HyTech. После закрытия программы NASP, основные исследования ВВС США в области гиперзвуковых силовых установок ведутся с 1995 года в рамках программы HyTech (Hypersonic Technology Program), в которой принимают участие ряд научно-исследовательских центров ВВС, НАСА и ведущих аэрокосмических фирм, такие как "Аэроджет", "Боинг", "Локхид-Мартин", "Пратт энд Уитни" и других. Руководство программой возложено на лабораторию Райт ВВС США (авиабаза Райт-Паттерсон, штат Огайо).

В отличие от силовой установки, создававшейся по программе NASP, главной целью программы является создание относительно дешевого перспективного ГПВРД с фиксированной проточной частью с расчетными скоростями применения, соответствующих числу М = 4-8 и временем непрерывной работы не менее 12 мин. Основные отличия силовых установок приведены в табл. 2.

Таблица 2 Основные отличия силовых установок, создаваемых по программам NASP и HYTECH
Предъявляемые требования	HyTech	NASP
Тип силовой установки	ГПВРД с фиксированной геометрией проточной части	Комбинированный ГПВРД с изменяемой геометрией проточной части
Расчетный диапазон скоростей полета, число М	4-8	0-25
Применяемое топливо	Углеводородное	Водородное

В дальнейшем разрабатываемый ГПВРД планируется использовать в составе силовой установки УР класса "воздух - земля", крейсерской скоростью полета, которой соответствует число М = 8. Преимуществами такой ракеты, по сравнению с существующими КРВБ, являются сниженное семикратное сокращение подлетного времени (до 12 мин) на дальность 1 400 км и восьмикратное увеличение кинетической энергия проникающей БЧ при стартовой массе около 1 400 кг и тех же геометрических размерах, что и у КРВБ AGM-86. Определяющими причинами начала разработки такого ГПРВД наравне с приемлемыми массогабаритными характеристиками, обусловленными отсутствием подвижных частей и их приводов, уменьшенным объемом топливной системы, безопасностью заправки и длительностью хранения топлива на борту, стала возможность проведения наземных испытаний с использованием имеющегося оборудования. В качестве топлива для создаваемого ГПВРД выбран керосин JP-7.

Ключевыми проблемами при создании такого ГПВРД американские специалисты считают обеспечение: устойчивых режимов: запуска, розжига, стабилизации горения и полноты сгорания топлива в КС двигателя в широком диапазоне скоростей; эффективное управление давлением потока в канале с учетом минимизации гидравлических потерь, особенно на крейсерской скорости, соответствующему числу М = 8; интеграции силовой установки и планера предварительной аэродинамической компоновки; использование материалов, обеспечивающих необходимую эффективность работы ПВРД при высокотемпературной среде окисления для требуемых условий полета.

Рис. 4. Схема проточной части ГПВРД фирмы «Пратт энд Уитни»

Рис. 5. Принципиальная схема «регенеративной» топливной системы

Рис. 6. Испытания модели ГПВРД РТЕ в АДТ

Рис. 7. Модель ГПВРД РTE без боковой стенки

Программа HyTech условно разделена на параллельные подпрограммы, являющимися фазами основной программы. В рамках первого этапа подпрограммы, получившей название SFSFCP (Storable Fuel Scramjet Flowpath Concepts Program), которая является первой фазой программы HyTech методами системного анализа уточнены условия работы силовой установки, проведены расчетные исследования конструкции воздухозаборника, камеры сгорания, сопла, системы охлаждения и ГПВРД в целом, разработаны технологии и принципы конструирования, а также испытаны основные элементы проточной части двигателя. Проведены экспериментальные оценки концепций двух конструкций ГПВРД, разработанных фирмами "Аэроджет" и "Пратт энд Уитни". Конструкция двигателя, предложенная фирмой "Аэроджет", отличалась использованием осесимметричного нерегулируемого воздухозаборника с центральным телом, двумерной расширяющейся камеры сгорания и регулируемого реактивного сопла с одной подвижной створкой типа SERN. Камера сгорания состояла из неохлаждаемой силовой оболочки, выполненной из керамических КМ, частично усиленной внутренними охлаждаемыми топливом металлическими стойками с форсунками. Неохлаждаемые воздухозаборник, его передние кромки, сопло и внешнюю оболочку стоек с форсунками предполагалось изготавливать из керамических КМ.

В результате конкурсной оценки для дальнейшей разработки был выбран ГПВРД фирмы "Пратт энд Уитни" (рис. 4), который конструктивно состоит из плоского нерегулируемого воздухозаборника, расширяющейся двумерной КС, оборудованной топливными форсунками специальной конструкции (расположены на верхней стенке) и сопла типа SERN.

Неохлаждаемые воздухозаборник и сопло предусматривается выполнить из керамических или углерод-углеродных КМ, а корпус КС - из жаропрочных металлических сплавов и имеет активную систему охлаждения топливом.

В данном двигателе, рассчитанном на скорости полета, соответствующие числу М = 4-8, для оптимизации характеристик процесса горения и снижения термонагрузок на элементы конструкции применена активная, так называемая "регенеративная" система охлаждения горячих элементов двигателя топливом (рис. 5).
Ее особенностью, по оценкам разработчиков, будет преобразование в процессе аналогичном крекингу во время охлаждения элементов двигателя, тяжелого топлива с длинными связями в легкую фракцию с короткими связями, что должно облегчить воспламенение топлива и повысить эффективность процесса горения и КС в целом.

Главные усилия разработчиков в ходе второго второго этапа направлены на вопросы интеграции достигнутых технологических решений и их внедрение в разрабатываемый демонстрационный образец двигателя, а в процессе третьего - изготовление и проведение полного комплекса испытаний с использованием наземного оборудования, позволяющего создать условия близкие полетным, по оценке технологических решений и характеристик двигателя в целом. В частности, предполагается исследовать: эффективность процессов впрыска топлива, его смешения и горения, теплопередачи и теплообмена, а также прочностных характеристик новых материалов; определить оптимальные способы снижения сопротивления и гидравлических потерь в проточной части, прежде всего, в воздухозаборнике и на его передних кромках; а также основные характеристики (удельных импульса и тяги, запасов газодинамической устойчивости ГПВРД и других, в том числе на переходных режимах) и максимальную продолжительность непрерывной работы образца ГПВРД, в дальнейшем предназначенного для летных экспериментов. Оба этапа подпрограммы SFSFCP объединены в программу HySET (Hypersonic Scramjet Engine Technology Program) и соответственно являются ее первым и вторым этапами. Целями каждого этапа определено достижение в процессе испытаний, соответствующих условиям полета на скоростях М = 4-8, конкретных значений удельных импульса, тяги и времени непрерывной работы ГПВРД (в процентах от заданных).

В частности, в 1998 году удалось достичь значения удельного импульса 90 %, в 2000-м - 95 %; а в 2003 году планируется довести его до расчетного (100 %) при непрерывной работе в течение более 12 мин. Испытания в условиях полета, соответствующих числам М = 4,5 и М = 6 проводились на масштабной модели двигателя (длина 190,5 см, ширина 15,24 см), получившего обозначение РТЕ (Performance Test Еngine) (рис. 6 и 7)

С учетом важности охлаждения горячих частей двигателя особое внимание в рамках программы HySET было сосредоточено на разработке, изготовлении и испытаниях специальных панелей горячих частей ГПВРД с активным охлаждением. Так были проведены испытания панелей размером 15,2 × 38,1 см, изготовленных из обычных материалов, и 15,2 × 76,2 см, - из жаропрочного сплава на основе никеля с различными методами производства каналов для получения наиболее оптимального по критерию "стоимость/эффективность" способа производства.

Были исследованы такие производственные процессы, как водометное фрезерование и лазерная сварка основных элементов. При изготовлении и оценке эффективности внутренних каналов панелей (равномерность потока топлива, предварительная оценка эффективности охлаждения и т. д.) широко применялся метод проектирования и быстрого изготовления действующих моделей прототипов с помощью лазерной стереолитографии.

В дальнейшем панели были испытаны в различных условиях, моделирующих весь диапазон применения ГПВРД, результаты которых признаны успешными.

В 2003 году предполагается провести полный комплекс наземных испытаний полномасштабного образца ГПВРД GTE (Ground Test Еngine), а изготовление и начало летных испытаний образцов намечено на 2004 год.

Результаты исследований, а также летные демонстрационные образцы двигателя, изготовленные по программе HyTech, стоимость которой оценивается в 130 млн долларов, планируется использовать при создании гиперзвуковой УР класса "воздух - земля", разрабатываемой по программе ARRMD (Affordable Rapid Response Missile Demonstrator).

Зарубежное военное обозрение 2003 №5, С. 33-40