WalkInSpace.ru - Разработка перспективных технологий (Часть 2)
Главная Новости Форум Поиск



Авиационно-космические системы США

<<<Назад Страница 21 Далее>>>

Разработка перспективных технологий (Часть 2)

В рамках программы IHPRPTP исследования в области создания новых композиционных материалов рассматриваются как отдельное направление работ. Специалистами Лаборатории AFRL был освоен новый технологический процесс создания дешевых углерод-углеродных материалов. Помимо сокращения времени производства с 6—8 недель до двух этот процесс отличается от традиционного низкими рабочими температурами (1000 °С против 2400 °С), что позволит использовать в составе композитов эффективные антикоррозийные вставки из рения или керамики. Углерод-углеродные материалы с подобными добавками могут успешно применяться при изготовлении термонагруженных элементов двигателя, в частности сопла.

Одновременно с модернизацией элементной базы двигателей ведутся работы по улучшению энергетических и эксплуатационных характеристик используемых ракетных топлив (например, по повышению плотности гидразина и снижению его токсичности), а также по созданию новых компонентов.

Определенные успехи были достигнуты при решении последней задачи. Новое горючее — квадрициклен (quadricyclene) по своим характеристикам существенно превосходит керосин RP-1. В частности его удельный импульс на уровне моря составляет 307 с вместо 299 с, при удельном весе 0,95 против 0,8 его теплотворность на 22% выше. Кроме того, разработчики надеются, что в перспективе стоимость производства квадрициклена, который уже прошел испытания на ЖРД малой тяги, удастся снизить по сравнению с обычным керосином в 10 раз.

Специализированное отделение Лаборатории AFRL успешно провело работы по выделению редкого азотного катиона N5+, который при добавке к определенным топливам позволит увеличить их удельный импульс до 440—445 с.

Программой IHPRPTP также предусмотрены исследования по электро-ракетным двигателям. Компании «Atlantic Research» и «Lorab занимаются усовершенствованием Холловского ЭРД мощностью 4,5 кВт, предоставленного им российским КБ «Факел». Основной своей целью компании видят 20-процентное увеличение отношения суммарного импульса к общей массе ЭРД.

Фирмы «Busek» я «Primex Aerospace» ведут разработку холловского ЭРД мощностью 200 Вт, предназначенного для использования в составе малых спутников. Наиболее сложной проблемой в этом проекте считается создание компактных и мощных ускоряющих систем.

В рамках программы IHPRPTP Лаборатория AFRL также активно сотрудничает с фирмой «Adroit Systems Inc». (ASI), занимающейся разработкой импульсных двигателей с детонацией топлива. Этой фирмой проектируются двигатели двух типов: воздушно-реактивного с потреблением атмосферного кислорода PDE (Pulse Detonation Engine) и ракетного — PDRE (Pulse Detonation Rocket Engine).

Первые силовые установки, работающие на углеводородном горючем, способны эффективно функционировать начиная от момента взлета до скоростей М=3—4, что делает их особенно привлекательными для использования в составе боевых крылатых ракет. Двигатели PDRE предназначаются в основном для космических полетов.

Цикл функционирования подобных установок предусматривает выполнение пяти основных этапов:

— подачу в камеру сгорания компонентов топлива и образование рабочей смеси,

— срабатывание детонирующего устройства (типа автомобильной свечи зажигания),

— распространение ударной волны вдоль камеры сгорания со скоростью несколько тысяч метров в секунду (для* обычного ЖРД этот параметр оценивается на два порядка ниже),

— выброс продуктов горения,

— восстановление исходного давления в камере сгорания перед подачей компонентов топлива.

Наиболее сложными проблемами создания таких двигателей является обеспечение именно детонации топлива, а не его скоростного горения. Наибольшую значимость при этом приобретает стехиометрическое соотношение компонентов, размер их капель и локальный коэффициент перемешивания.

К основным преимуществам импульсных детонационных двигателей относятся:

— высокие энергетические характеристики (удельный импульс таких двигателей на 5—10% выше, чем у криогенных ЖРД);

— простота конструкции и, соответственно, высокая надежность (компоненты топлива подаются в камеру сгорания при низком давлении, что позволяет отказаться от использования ТНА и усиленных трубопроводов (некоторого упрочнения требует лишь камера сгорания, поскольку при микровзрыве давление в ней увеличивается в 18—20 раз);

— низкие затраты на производство (по удельной стоимости единицы тяги импульсные двигатели примерно в четыре раза дешевле обычных турбореактивных силовых установок (55 долл. за 1 кг тяги против 220 долл./кг);

— каскадность изменения уровня тяги (практически мгновенный выход на рабочий режим и останов двигателя);

— широкие возможности по дросселированию тяги.

Заинтересованность в подобных двигательных установках проявляют не только ВВС, но и NASA. Каждое из этих ведомств выделило на данный проект примерно по 1,5 млн долл.

Начиная с 1992 г. фирма ASI осуществила свыше 500 стендовых испытаний экспериментальных образцов двигателей различных типов. В феврале 2000 г. на технической базе Лаборатории AFRL фирма провела серию запусков шестикамер-ного двигателя PDRE, работающего на газообразном кислороде и водороде. Компоновкой этого двигателя предусмотрено кольцевое расположение камер сгорания, длина которых составляла 90 см, а диаметр — 2,5 см.

В ходе испытаний, продолжительность которых составляла 10—30 с, детонация топлива в каждой камере сгорания проводилась с периодичностью 0,01 с. Так как микровзрывы в камерах выполнялись последовательно, то общая частота импульсов двигателя достигала 600 Гц, что позволило обеспечить высокую стабильность основных характеристик изделия.

Кроме того, в ходе нескольких запусков фирма ASI провела испытания двух типов сопел. В проектном отношении этот элемент является одним из самых сложных узлов двигателя, так как требуется подобрать оптимальную форму для нескольких режимов работы: сверхзвукового, дозвукового, а также режима «запирания» сопла, в условиях которого будет производиться заполнение камеры сгорания компонентами топлива.

Учитывая перспективность разработок импульсных детонационных двигателей, компания «Pratt and Whitney» в начале 2001 г. выкупила у фирмы ASI ее отделение «Astronautics and Aerosciences Div»., непосредственно занимающееся данной тематикой. На базе нового подразделения численностью 25 человек был создан специализированный центр — «Pratt and Whitney Seattle Aerosciences Center».

Одним из первых проектов Центра стало создание экспериментального пятикамерного двигателя PDE, первые стендовые запуски которого состоялись в начале 2003 г. Испытания установки с камерами диаметром 10 см и длиной 76 см проводились при скорости набегающего потока М = 2,5. Запатентованный фирмой золотниковый распределительный клапан, вращавшийся со скоростью 18 тыс. об/мин, обеспечивал подачу в каждую камеру сгорания рабочей смеси (этилена, кислорода и атмосферного воздуха) с частотой 60 Гц. В ходе запусков испытывавшийся образец двигателя развил тягу 226— 272 кг (номинальное значение тяги при полете на высоте 15 км должно составлять 680 кг). Второй этап стендовой отработки был посвящен оценке эффективности общего (для всех пяти камер) сопла двигателя.

Данный проект финансируется ВМС, которые планируют использовать подобные силовые установки в составе крылатых ракет и беспилотных летательных аппаратов. Кроме того, детонационные двигатели могут стать составным элементом комбинированных установок различных типов, например использоваться в качестве форсажной камеры ТРД (такая схема позволяет снизить расход топлива на 10%).


Испытания пятикамерного двигателя PDE


Но наиболее приоритетной задачей проекта является создание противокорабельной ракеты с крейсерской скоростью полета М = 2,5—4 на высоте 12,2 км и дальностью действия 1300—1500 км. Согласно техническому заданию летные испытания опытной модели изделия с экспериментальным двигателем PDE должны состояться в 2006 г., чтобы спустя четыре года принять систему на вооружение.

Учитывая сложность программы, специалисты ВМС привлекли к ее реализации практически все организации, занимающиеся детонационными двигателями. Кроме компании «Pratt and Whitney» в работах принимают участие компании «United Technologies» и «Boeing Phantom Works».

Разработка маршевых двигателей для боевых ударных систем является одним из важнейших направлений деятельности компании «Pratt and Whitney». Наибольшая значимость придается программе HyTech (Hypersonic Technology Program), предусматривающей создание СПВРД, работающего на углеводородном горючем.

Целью данного проекта, финансируемого из бюджета ВВС, является создание типовой двигательной установки, которая могла бы применяться всоставе различных крылатых ракет. Для расчетов СПВРД были определены общие контрольные параметры ударной системы: крейсерская скорость полета — М = 7—8, дальность действия — 1350 км, вес боевой части — «несколько сотен фунтов» (1 фунт равен 0,453 кг). Для разгона ракеты до скорости М = 4, когда можно производить включение двигателя, должны использоваться стартовые ускорители.

Работы по программе HyTech ведутся с 1995 г.; предварительные изыскания по проекту имели название «Hydrocarbon Scramjet Engine Technology» (HySET). К 2003 г. затраты на реализацию программы составили около 85 млн долл.

Согласно условиям заключенного с Лабораторией AFRL контракта компания «Pratt and Whitney» должна разработать и провести ориентировочно в 2005 г. серию стендовых запусков квалификационного образца СПВРД. Исходным техническим заданием летные испытания изделия не предусматривались. Однако компания настолько уверена в дальнейшем развитии проекта, что значительный объем опытных работ по новой силовой установке финансирует из собственных фондов.


Расчетный вариант гиперзвуковой ракеты с СПВРД, создаваемым по программе HyTech


Созданию экспериментальных моделей двигателя HyTech предшествовала большая работа по подготовке необходимой элементной базы. В 1997—1999 гг. компанией «Pratt and Whitney» было проведено около 700 стендовых испытаний камеры сгорания СПВРД, в ходе которых варьировались режимы подачи горючего; примерно такое же количество составило и число продувок воздухозаборников различной конфигурации. Подобные эксперименты выполнялись на собственной технической базе фирмы, в Лаборатории GASL, Центре Тленна и других комплексах как гражданских, так и военных организаций.

Кроме того* компания «Pratt and Whitney» на собственные средства изготовила экспериментальный СПВРД, работающий на этилене. Этот двигатель применялся в качестве действующего прототипа для расчета будущих моделей; при его стендовых запусках скорость набегающего потока доводилась до значения М=8.

Одновременно фирма «Pratt and Whitney» вела разработку системы охлаждения СПВРД. В 1997 г. начались эксперименты с фрагментом стенки двигателя с теплообменными трубками. Изготовленный из никелевого сплава образец размером 15 х 38 см подвергался тепловым нагрузкам, соответствующим реальным. Общая продолжительность этих испытаний составила 160 с. Позднее были подготовлены и успешно испытаны две панели размером 15x76 см, их суммарная наработка достигла 78 мин. Затем начались эксперименты с полномасштабной стенкой СПВРД длиной 1,9 м.

В 2001—2002 гг. были проведены акустические и динамические испытания штатной камеры сгорания длиной 60 см и шириной 22,8 см, отработаны распределительные клапана подачи топлива, секция с инжекторами и прочие компоненты.

Первый этап испытаний экспериментального образца СПВРД с задачами подтверждения работоспособности изделия был успешно проведен в начале 2001 г. Модель, получившая обозначение PTE (Performance Test Engine), представляет собой СПВРД с неизменяемой геометрией проточной части. Основными его элементами являются поверхность сжатия перед воздухозаборником, изолятор для стабилизации скачков уплотнения (an isolator to control shocks), камера сгорания и сопло.

Общая длина двигателя РТЕ составляет 3,07 м, без передней и сопловой частей, которые будут элементами летательного аппарата, — 1,9 м. По длине модель соответствует штатному изделию, поперечный же размер был уменьшен с расчетных 22,8 см до 15,2 см. Система охлаждения в двигателе РТЕ не предусматривалась, поэтому большая часть его конструкции изготовлялась из теплоемкой меди. При этом масса изделия составила 900 кг.

Для создаваемой силовой установки выбрано углеводородное горючее JP-7. Это топливо, специально разработанное для высокоскоростного самолета SR-71, отличается стабильными характеристиками, нетоксичностью и рядом других преимуществ, важными при использовании на боевых аппаратах. Однако в чистом виде оно не применимо в СПВРД, так как его достаточно крупные молекулы не обеспечивают нужную скорость горение. Поэтому перед подачей в камеру сгорания топливо подвергается «крекингу» — расщеплению длинных углеводородных цепей на более мелкие, обладающие повышенными теплотворными характеристиками. В штатном СПВРД эта реакция будет протекать в теплообменниках системы охлаждения изделия. Но поскольку таковая в модели РТЕ отсутствовала, то горючее подавалось в камеру сгорания после подогрева в специальном реакторе мощностью 1 МВт.

В ходе запусков, проводившихся на стенде Leg-б Лаборатории GASL (вкл. 13), двигатель РТЕ продемонстрировал устойчивые рабочие характеристики при скоростях М=4,5—6,5.


<<<Назад Страница 21 Далее>>>



WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2018

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.



Яндекс.Метрика